GOE 522 AIRFOIL (goe522-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 522 AIRFOIL (goe522-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.82 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe522-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe522-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2453 0.11356 0.10600 -0.0732 0.9611 0.0891
-11.000 -0.2651 0.10514 0.09757 -0.0775 0.9539 0.0912
-10.750 -0.3107 0.09211 0.08451 -0.0846 0.9489 0.0944
-10.500 -0.3386 0.08370 0.07605 -0.0893 0.9415 0.0977
-10.250 -0.4289 0.06825 0.06016 -0.0978 0.9317 0.1004
-10.000 -0.4326 0.06494 0.05683 -0.0997 0.9226 0.1032
-9.750 -0.4485 0.06071 0.05243 -0.1019 0.9127 0.1064
-9.500 -0.4794 0.05693 0.04841 -0.1013 0.9011 0.1086
-9.250 -0.4820 0.05497 0.04641 -0.1010 0.8922 0.1125
-9.000 -0.4940 0.05299 0.04429 -0.0988 0.8814 0.1166
-8.750 -0.4879 0.05127 0.04248 -0.0985 0.8729 0.1224
-8.500 -0.4906 0.04940 0.04035 -0.0968 0.8630 0.1286
-8.250 -0.4785 0.04843 0.03939 -0.0959 0.8540 0.1353
-8.000 -0.4559 0.04698 0.03777 -0.0970 0.8482 0.1441
-7.750 -0.4591 0.04611 0.03677 -0.0936 0.8356 0.1500
-7.500 -0.4318 0.04516 0.03579 -0.0946 0.8297 0.1600
-7.250 -0.4302 0.04429 0.03471 -0.0918 0.8176 0.1666
-7.000 -0.4021 0.04366 0.03414 -0.0922 0.8110 0.1741
-6.750 -0.3906 0.04285 0.03313 -0.0906 0.8010 0.1810
-6.500 -0.3673 0.04246 0.03282 -0.0900 0.7926 0.1879
-6.250 -0.3339 0.04148 0.03168 -0.0913 0.7878 0.1972
-6.000 -0.3288 0.04147 0.03171 -0.0881 0.7744 0.2022
-5.750 -0.2974 0.04058 0.03067 -0.0890 0.7689 0.2117
-5.500 -0.2866 0.04065 0.03078 -0.0866 0.7571 0.2178
-5.250 -0.2590 0.03997 0.02997 -0.0867 0.7502 0.2280
-5.000 -0.2225 0.03937 0.02933 -0.0878 0.7462 0.2393
-4.750 -0.2192 0.03955 0.02947 -0.0846 0.7321 0.2461
-4.500 -0.1861 0.03893 0.02876 -0.0852 0.7273 0.2580
-4.250 -0.1755 0.03906 0.02889 -0.0828 0.7158 0.2656
-4.000 -0.1488 0.03855 0.02824 -0.0826 0.7091 0.2776
-3.750 -0.1132 0.03785 0.02754 -0.0833 0.7052 0.2892
-3.500 -0.1088 0.03819 0.02772 -0.0805 0.6925 0.2994
-3.250 -0.0793 0.03780 0.02738 -0.0803 0.6871 0.3118
-3.000 -0.0434 0.03709 0.02658 -0.0811 0.6836 0.3284
-2.750 -0.0431 0.03790 0.02738 -0.0776 0.6706 0.3382
-2.500 -0.0129 0.03749 0.02694 -0.0776 0.6658 0.3539
-2.250 0.0233 0.03688 0.02620 -0.0783 0.6626 0.3720
-2.000 0.0197 0.03807 0.02745 -0.0745 0.6500 0.3803
-1.750 0.0496 0.03778 0.02706 -0.0745 0.6454 0.3963
-1.500 0.0858 0.03726 0.02643 -0.0752 0.6423 0.4131
-1.250 0.0814 0.03863 0.02785 -0.0715 0.6303 0.4206
-1.000 0.1086 0.03851 0.02765 -0.0712 0.6256 0.4352
-0.750 0.1423 0.03810 0.02721 -0.0714 0.6225 0.4491
-0.500 0.1383 0.03962 0.02870 -0.0681 0.6120 0.4580
-0.250 0.1603 0.03980 0.02887 -0.0672 0.6066 0.4706
0.000 0.1926 0.03950 0.02847 -0.0673 0.6033 0.4890
0.250 0.2289 0.03902 0.02796 -0.0677 0.6009 0.5078
0.500 0.2080 0.04166 0.03066 -0.0632 0.5881 0.5144
0.750 0.2362 0.04158 0.03057 -0.0628 0.5844 0.5302
1.000 0.2717 0.04110 0.03004 -0.0633 0.5819 0.5455
1.500 0.2785 0.04408 0.03302 -0.0592 0.5657 0.5665
1.750 0.3105 0.04383 0.03273 -0.0594 0.5628 0.5828
2.000 0.3466 0.04330 0.03218 -0.0598 0.5607 0.6006
2.500 0.3438 0.04719 0.03619 -0.0554 0.5434 0.6281
2.750 0.3774 0.04672 0.03574 -0.0555 0.5409 0.6511
3.000 0.4147 0.04599 0.03504 -0.0557 0.5391 0.6794
3.500 0.4057 0.05042 0.03977 -0.0511 0.5208 0.7269
3.750 0.4184 0.05143 0.04096 -0.0498 0.5147 0.7681
4.250 0.4691 0.05315 0.04294 -0.0523 0.4998 1.0000
4.500 0.5118 0.05211 0.04165 -0.0532 0.4975 1.0000
5.000 0.5156 0.05636 0.04572 -0.0509 0.4782 1.0000
5.250 0.5327 0.05729 0.04652 -0.0503 0.4720 1.0000
5.750 0.5559 0.06004 0.04909 -0.0488 0.4565 1.0000
6.000 0.5822 0.06012 0.04903 -0.0485 0.4525 1.0000
7.000 0.5955 0.06912 0.05790 -0.0452 0.4168 1.0000
7.250 0.6277 0.06854 0.05721 -0.0449 0.4143 1.0000
7.750 0.6287 0.07395 0.06259 -0.0436 0.3962 1.0000
8.250 0.6319 0.07932 0.06793 -0.0427 0.3789 1.0000
8.500 0.6611 0.07899 0.06752 -0.0423 0.3766 1.0000
9.000 0.6567 0.08571 0.07423 -0.0419 0.3600 1.0000
9.500 0.6485 0.09333 0.08187 -0.0421 0.3448 1.0000
9.750 0.6718 0.09379 0.08228 -0.0418 0.3424 1.0000
10.250 0.6573 0.10257 0.09111 -0.0427 0.3282 1.0000
10.500 0.6765 0.10369 0.09219 -0.0425 0.3260 1.0000
11.000 0.6546 0.11416 0.10273 -0.0444 0.3152 1.0000
11.250 0.6658 0.11638 0.10495 -0.0447 0.3122 1.0000
11.500 0.6827 0.11780 0.10635 -0.0447 0.3100 1.0000
11.750 0.7027 0.11887 0.10739 -0.0446 0.3084 1.0000
12.000 0.6732 0.12670 0.11531 -0.0468 0.3027 1.0000
12.250 0.6732 0.13057 0.11921 -0.0477 0.3001 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 522 AIRFOIL (goe522-il)