GOE 518 AIRFOIL (goe518-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 518 AIRFOIL (goe518-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.51 at α=-3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe518-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe518-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 518 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3078 0.14876 0.14327 -0.0155 1.0000 0.1741
-9.250 -0.3393 0.14999 0.14464 -0.0154 1.0000 0.1759
-9.000 -0.3737 0.15119 0.14596 -0.0151 1.0000 0.1765
-8.750 -0.3230 0.14309 0.13786 -0.0114 1.0000 0.1827
-8.500 -0.3287 0.14171 0.13656 -0.0100 1.0000 0.1875
-8.250 -0.3465 0.14120 0.13614 -0.0091 1.0000 0.1921
-8.000 -0.3791 0.14176 0.13682 -0.0087 1.0000 0.1944
-7.750 -0.3422 0.13631 0.13137 -0.0114 0.9937 0.2010
-7.500 -0.3263 0.13378 0.12882 -0.0179 0.9804 0.2122
-7.250 -0.3070 0.12964 0.12468 -0.0227 0.9677 0.2190
-7.000 -0.2868 0.12677 0.12180 -0.0266 0.9548 0.2309
-6.750 -0.3389 0.12753 0.12265 -0.0272 0.9424 0.2341
-6.500 -0.2678 0.12081 0.11588 -0.0309 0.9278 0.2499
-6.250 -0.3214 0.12132 0.11646 -0.0304 0.9147 0.2540
-6.000 -0.2695 0.11598 0.11111 -0.0318 0.9009 0.2705
-5.750 -0.2516 0.11257 0.10770 -0.0329 0.8885 0.2854
-5.250 -0.2816 0.10929 0.10446 -0.0328 0.8618 0.3152
-5.000 -0.2695 0.10644 0.10164 -0.0313 0.8479 0.3352
-4.750 -0.2722 0.10442 0.09963 -0.0301 0.8347 0.3568
-4.500 -0.2175 0.09973 0.09496 -0.0298 0.8251 0.3944
-4.250 -0.2420 0.09898 0.09424 -0.0258 0.8101 0.4188
-4.000 -0.2151 0.09617 0.09149 -0.0217 0.7966 0.4583
-3.750 0.4402 0.06757 0.06210 -0.0943 0.7996 0.9971
-2.750 0.1423 0.07691 0.07192 -0.0351 0.7410 0.8064
-2.500 0.0753 0.07702 0.07215 -0.0261 0.7269 0.7566
-2.250 0.0021 0.07611 0.07134 -0.0162 0.7194 0.7188
-2.000 -0.0570 0.07671 0.07207 -0.0057 0.7052 0.7165
-1.750 -0.1006 0.07085 0.06411 -0.0446 0.6923 0.2889
-1.500 -0.0445 0.06660 0.05861 -0.0491 0.6851 0.2045
-1.250 -0.0398 0.06677 0.05834 -0.0466 0.6735 0.1910
-1.000 0.0034 0.06482 0.05555 -0.0472 0.6668 0.1756
-0.750 -0.0009 0.06564 0.05629 -0.0441 0.6550 0.1747
-0.500 0.0424 0.06358 0.05387 -0.0449 0.6486 0.1730
-0.250 0.0291 0.06551 0.05573 -0.0414 0.6384 0.1720
0.000 0.0595 0.06480 0.05473 -0.0413 0.6319 0.1705
0.250 0.0672 0.06575 0.05550 -0.0395 0.6245 0.1694
0.500 0.0725 0.06693 0.05652 -0.0378 0.6169 0.1686
0.750 0.1261 0.06552 0.05473 -0.0397 0.6112 0.1699
1.000 0.1047 0.06869 0.05790 -0.0365 0.6057 0.1698
1.250 0.1006 0.07096 0.06010 -0.0347 0.6026 0.1706
1.500 0.1098 0.07259 0.06158 -0.0340 0.5990 0.1735
1.750 0.1959 0.07137 0.06012 -0.0406 0.5913 0.1865
2.000 0.1795 0.07469 0.06344 -0.0385 0.5896 0.1878
2.250 0.1839 0.07724 0.06593 -0.0381 0.5896 0.1912
2.500 0.2013 0.07936 0.06808 -0.0390 0.5908 0.2013
3.000 0.3104 0.08413 0.07533 -0.0569 0.5919 1.0000
3.250 0.0703 0.09308 0.08207 -0.0312 0.7043 0.1860
3.500 0.1101 0.09611 0.08497 -0.0342 0.7012 0.1966
3.750 0.1054 0.09613 0.08505 -0.0321 0.6954 0.2019
4.000 0.2082 0.09933 0.09117 -0.0509 0.6876 1.0000
4.250 0.2452 0.10301 0.09388 -0.0519 0.6834 1.0000
4.500 0.2323 0.10286 0.09364 -0.0486 0.6749 1.0000
4.750 0.2534 0.10510 0.09559 -0.0488 0.6687 1.0000
5.000 0.2845 0.10887 0.09908 -0.0503 0.6655 1.0000
5.250 0.2696 0.10852 0.09868 -0.0470 0.6573 1.0000
5.500 0.2904 0.11077 0.10073 -0.0473 0.6507 1.0000
5.750 0.3253 0.11511 0.10485 -0.0492 0.6472 1.0000
6.000 0.3075 0.11417 0.10389 -0.0457 0.6372 1.0000
6.250 0.3302 0.11676 0.10632 -0.0462 0.6317 1.0000
6.750 0.3426 0.12004 0.10941 -0.0446 0.6197 1.0000
7.000 0.3639 0.12256 0.11182 -0.0450 0.6136 1.0000
7.250 0.3980 0.12726 0.11637 -0.0468 0.6104 1.0000
7.500 0.3782 0.12595 0.11505 -0.0436 0.6006 1.0000
7.750 0.3990 0.12854 0.11754 -0.0440 0.5950 1.0000
8.000 0.4308 0.13317 0.12206 -0.0456 0.5919 1.0000
8.250 0.4118 0.13205 0.12094 -0.0429 0.5834 1.0000
8.500 0.4308 0.13447 0.12329 -0.0432 0.5769 1.0000
8.750 0.4638 0.13928 0.12801 -0.0448 0.5733 1.0000
9.000 0.4455 0.13814 0.12686 -0.0424 0.5649 1.0000
9.250 0.4628 0.14052 0.12920 -0.0426 0.5586 1.0000
9.500 0.4930 0.14505 0.13367 -0.0439 0.5550 1.0000
9.750 0.4783 0.14438 0.13299 -0.0421 0.5470 1.0000
10.000 0.4956 0.14676 0.13533 -0.0423 0.5400 1.0000
10.250 0.5259 0.15158 0.14011 -0.0437 0.5364 1.0000
10.500 0.5101 0.15064 0.13918 -0.0420 0.5285 1.0000
10.750 0.5275 0.15310 0.14162 -0.0424 0.5214 1.0000
11.000 0.5607 0.15871 0.14719 -0.0439 0.5178 1.0000
11.250 0.5413 0.15690 0.14540 -0.0422 0.5086 1.0000
11.500 0.5615 0.15987 0.14836 -0.0427 0.5022 1.0000
11.750 0.5821 0.16428 0.15275 -0.0436 0.4985 1.0000
12.000 0.5731 0.16336 0.15185 -0.0427 0.4881 1.0000
12.250 0.5985 0.16738 0.15587 -0.0435 0.4827 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 518 AIRFOIL (goe518-il)