GOE 522 AIRFOIL (goe522-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 522 AIRFOIL (goe522-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.98 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe522-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe522-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 522 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3028 0.14490 0.13898 -0.0253 0.9744 0.2925
-8.250 -0.2492 0.13747 0.13149 -0.0306 0.9644 0.2959
-8.000 -0.3991 0.11468 0.10866 -0.0421 0.9652 0.1885
-7.750 -0.4025 0.10954 0.10355 -0.0447 0.9546 0.1895
-7.500 -0.4290 0.10230 0.09632 -0.0488 0.9472 0.1901
-7.250 -0.5062 0.09208 0.08611 -0.0508 0.9393 0.1860
-7.000 -0.5899 0.07804 0.07178 -0.0550 0.9352 0.1840
-6.750 -0.6006 0.07129 0.06468 -0.0583 0.9277 0.1929
-6.500 -0.6223 0.06455 0.05728 -0.0589 0.9193 0.2038
-6.250 -0.5906 0.06511 0.05787 -0.0600 0.9069 0.2201
-6.000 -0.5511 0.06871 0.06181 -0.0588 0.8938 0.2336
-5.750 -0.5285 0.07102 0.06429 -0.0564 0.8824 0.2440
-5.500 -0.4979 0.07177 0.06497 -0.0573 0.8728 0.2596
-5.250 -0.4966 0.07055 0.06360 -0.0560 0.8639 0.2690
-5.000 -0.4709 0.07121 0.06427 -0.0557 0.8547 0.2792
-4.750 -0.4601 0.06936 0.06216 -0.0565 0.8474 0.2888
-4.500 -0.4558 0.06847 0.06117 -0.0551 0.8413 0.2961
-4.250 -0.4269 0.06916 0.06183 -0.0555 0.8335 0.3083
-4.000 -0.4177 0.06774 0.06021 -0.0554 0.8268 0.3163
-3.750 -0.4095 0.06850 0.06108 -0.0528 0.8210 0.3227
-3.500 -0.3959 0.06672 0.05891 -0.0542 0.8171 0.3326
-3.250 -0.4861 0.06862 0.06116 -0.0428 0.9094 0.3212
-3.000 -0.4726 0.06814 0.06045 -0.0431 0.9097 0.3311
-2.750 -0.4602 0.06781 0.06000 -0.0427 0.9098 0.3387
-2.500 -0.4495 0.06806 0.06029 -0.0412 0.9094 0.3458
-2.250 -0.4402 0.06662 0.05852 -0.0410 0.9069 0.3549
-2.000 -0.4240 0.06634 0.05824 -0.0405 0.8986 0.3623
-1.750 -0.3946 0.06727 0.05902 -0.0422 0.8927 0.3752
-1.500 -0.3735 0.06817 0.05986 -0.0426 0.8904 0.3859
-1.250 -0.3688 0.06746 0.05911 -0.0405 0.8870 0.3960
-1.000 -0.3520 0.06746 0.05907 -0.0401 0.8785 0.4091
-0.750 -0.3201 0.06911 0.06060 -0.0418 0.8724 0.4289
-0.500 -0.3071 0.06981 0.06128 -0.0407 0.8697 0.4455
-0.250 -0.3016 0.06930 0.06086 -0.0384 0.8623 0.4585
0.000 -0.2769 0.07051 0.06206 -0.0386 0.8547 0.4808
0.250 -0.2498 0.07278 0.06430 -0.0393 0.8506 0.5041
0.500 -0.2495 0.07172 0.06315 -0.0368 0.8429 0.5207
0.750 -0.2275 0.07292 0.06443 -0.0365 0.8353 0.5403
1.000 -0.1960 0.07579 0.06726 -0.0377 0.8307 0.5635
1.250 -0.2002 0.07437 0.06587 -0.0345 0.8216 0.5750
1.500 -0.1740 0.07598 0.06742 -0.0351 0.8138 0.5961
1.750 -0.1534 0.07793 0.06933 -0.0352 0.8095 0.6152
2.000 -0.1492 0.07734 0.06882 -0.0329 0.7981 0.6283
2.250 -0.1123 0.08034 0.07178 -0.0348 0.7911 0.6528
2.500 -0.1149 0.07969 0.07113 -0.0323 0.7824 0.6679
2.750 -0.0868 0.08156 0.07304 -0.0328 0.7726 0.6947
3.000 -0.0777 0.08247 0.07400 -0.0316 0.7656 0.7165
3.250 -0.0567 0.08351 0.07511 -0.0315 0.7536 0.7437
3.500 -0.0375 0.08529 0.07697 -0.0317 0.7467 0.7722
3.750 -0.0200 0.08589 0.07770 -0.0316 0.7335 0.8059
4.000 0.0062 0.08781 0.07991 -0.0335 0.7256 0.8615
4.250 0.0834 0.09178 0.08392 -0.0467 0.7091 1.0000
4.500 0.0843 0.09196 0.08389 -0.0473 0.6962 1.0000
4.750 0.1425 0.09736 0.08886 -0.0540 0.6876 1.0000
5.000 0.1301 0.09652 0.08794 -0.0517 0.6738 1.0000
5.250 0.1730 0.10118 0.09232 -0.0554 0.6666 1.0000
5.500 0.1667 0.10095 0.09201 -0.0536 0.6524 1.0000
5.750 0.2103 0.10596 0.09679 -0.0569 0.6465 1.0000
6.000 0.1946 0.10527 0.09608 -0.0544 0.6336 1.0000
6.250 0.2408 0.11018 0.10079 -0.0575 0.6267 1.0000
6.500 0.2226 0.10964 0.10023 -0.0550 0.6148 1.0000
6.750 0.2583 0.11338 0.10381 -0.0570 0.6076 1.0000
7.000 0.2521 0.11460 0.10498 -0.0559 0.6010 1.0000
7.250 0.2677 0.11656 0.10686 -0.0562 0.5913 1.0000
7.500 0.3065 0.12125 0.11141 -0.0584 0.5865 1.0000
7.750 0.2884 0.12093 0.11107 -0.0565 0.5774 1.0000
8.000 0.3111 0.12352 0.11358 -0.0572 0.5696 1.0000
8.250 0.3506 0.12878 0.11872 -0.0594 0.5658 1.0000
8.500 0.3266 0.12768 0.11762 -0.0573 0.5578 1.0000
8.750 0.3435 0.12998 0.11985 -0.0578 0.5509 1.0000
9.000 0.3717 0.13374 0.12354 -0.0591 0.5469 1.0000
9.250 0.3841 0.13687 0.12661 -0.0596 0.5440 1.0000
9.500 0.3751 0.13649 0.12621 -0.0586 0.5345 1.0000
9.750 0.3964 0.13923 0.12890 -0.0593 0.5287 1.0000
10.000 0.4283 0.14395 0.13356 -0.0608 0.5254 1.0000
10.250 0.4209 0.14461 0.13419 -0.0603 0.5219 1.0000
10.500 0.4225 0.14537 0.13493 -0.0601 0.5143 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 522 AIRFOIL (goe522-il)