GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.76 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe525-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe525-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 525 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 0.0754 0.11636 0.11173 -0.0953 0.8453 0.1111
-7.000 0.0419 0.11818 0.11363 -0.0919 0.8314 0.1123
-6.750 0.0076 0.11990 0.11542 -0.0889 0.8195 0.1127
-6.500 0.0637 0.11176 0.10722 -0.0906 0.8178 0.1157
-6.250 0.0872 0.10849 0.10392 -0.0920 0.8139 0.1199
-6.000 0.0791 0.10777 0.10324 -0.0898 0.8050 0.1224
-5.750 0.0621 0.10761 0.10311 -0.0886 0.7966 0.1257
-5.500 0.0232 0.10951 0.10510 -0.0860 0.7833 0.1269
-5.250 0.0368 0.10507 0.10065 -0.0885 0.7792 0.1286
-5.000 0.0737 0.10060 0.09613 -0.0876 0.7776 0.1316
-4.750 0.0529 0.10096 0.09656 -0.0823 0.7650 0.1326
-4.500 0.0732 0.09788 0.09345 -0.0848 0.7614 0.1378
-4.250 0.0565 0.09748 0.09309 -0.0981 0.7469 0.1440
-4.000 0.0726 0.09358 0.08917 -0.0914 0.7445 0.1456
-3.750 0.0646 0.09308 0.08873 -0.0862 0.7346 0.1470
-3.500 0.1137 0.08855 0.08408 -0.1069 0.7285 0.1616
-3.250 0.1242 0.08545 0.08100 -0.0992 0.7263 0.1634
-3.000 0.1938 0.07964 0.07503 -0.1180 0.7245 0.1800
-2.750 0.4318 0.05143 0.04523 -0.1893 0.7271 0.1123
-2.500 0.5211 0.04564 0.03892 -0.2029 0.7268 0.1076
-2.250 0.5648 0.04414 0.03692 -0.2083 0.7182 0.1069
-2.000 0.6220 0.04199 0.03427 -0.2138 0.7145 0.1105
-1.750 0.6806 0.03953 0.03151 -0.2185 0.7129 0.1158
-1.500 0.7364 0.03732 0.02913 -0.2221 0.7117 0.1234
-1.250 0.7943 0.03511 0.02685 -0.2261 0.7105 0.1389
-1.000 0.8569 0.03271 0.02453 -0.2309 0.7096 0.1747
-0.750 0.8745 0.03317 0.02526 -0.2301 0.6992 0.2256
-0.500 0.9296 0.03177 0.02407 -0.2340 0.6962 0.3298
-0.250 0.9844 0.03048 0.02293 -0.2371 0.6938 0.4122
0.000 1.0418 0.02940 0.02188 -0.2403 0.6915 0.4755
0.250 1.0372 0.03070 0.02325 -0.2349 0.6795 0.4953
0.500 1.0880 0.02984 0.02233 -0.2372 0.6760 0.5325
0.750 1.1473 0.02884 0.02118 -0.2411 0.6729 0.5639
1.000 1.1401 0.03007 0.02247 -0.2354 0.6608 0.5774
1.250 1.1976 0.02918 0.02139 -0.2395 0.6566 0.6074
1.500 1.1999 0.03012 0.02238 -0.2352 0.6463 0.6215
1.750 1.2451 0.02963 0.02174 -0.2376 0.6404 0.6488
2.000 1.2726 0.02972 0.02178 -0.2371 0.6333 0.6727
2.250 1.2904 0.03012 0.02216 -0.2354 0.6246 0.6946
2.500 1.3454 0.02936 0.02118 -0.2397 0.6196 0.7207
2.750 1.3422 0.03054 0.02247 -0.2349 0.6095 0.7342
3.000 1.3868 0.03012 0.02189 -0.2377 0.6034 0.7550
3.250 1.4048 0.03068 0.02243 -0.2363 0.5956 0.7716
3.500 1.4254 0.03105 0.02276 -0.2353 0.5879 0.7886
3.750 1.4808 0.03044 0.02191 -0.2400 0.5827 0.8108
4.000 1.4681 0.03185 0.02351 -0.2337 0.5735 0.8232
4.250 1.5043 0.03169 0.02324 -0.2352 0.5674 0.8447
4.500 1.5286 0.03189 0.02344 -0.2348 0.5611 0.8683
4.750 1.5230 0.03277 0.02451 -0.2295 0.5533 0.9068
5.000 1.5755 0.03248 0.02402 -0.2339 0.5478 1.0000
5.250 1.5778 0.03384 0.02545 -0.2305 0.5404 1.0000
5.500 1.5979 0.03454 0.02612 -0.2298 0.5336 1.0000
5.750 1.6619 0.03408 0.02540 -0.2361 0.5286 1.0000
6.000 1.6356 0.03621 0.02774 -0.2281 0.5210 1.0000
6.250 1.6630 0.03663 0.02810 -0.2284 0.5149 1.0000
6.500 1.7339 0.03595 0.02715 -0.2356 0.5103 1.0000
6.750 1.6859 0.03886 0.03038 -0.2245 0.5028 1.0000
7.000 1.7131 0.03929 0.03075 -0.2247 0.4972 1.0000
7.250 1.7871 0.03829 0.02948 -0.2320 0.4928 1.0000
7.500 1.7266 0.04201 0.03356 -0.2196 0.4853 1.0000
7.750 1.7527 0.04240 0.03391 -0.2196 0.4798 1.0000
8.000 1.8289 0.04100 0.03223 -0.2268 0.4755 1.0000
8.250 1.7561 0.04586 0.03749 -0.2136 0.4681 1.0000
8.500 1.7743 0.04672 0.03837 -0.2127 0.4627 1.0000
8.750 1.8422 0.04522 0.03667 -0.2180 0.4590 1.0000
9.000 1.7606 0.05182 0.04366 -0.2055 0.4514 1.0000
9.250 1.7551 0.05440 0.04633 -0.2024 0.4455 1.0000
9.500 1.8249 0.05196 0.04373 -0.2069 0.4425 1.0000
9.750 1.5513 0.08097 0.07351 -0.1865 0.4212 1.0000
10.000 1.6152 0.07629 0.06875 -0.1875 0.4210 1.0000
10.250 1.6929 0.07067 0.06302 -0.1897 0.4209 1.0000
10.500 1.8163 0.06206 0.05417 -0.1963 0.4216 1.0000
10.750 1.1569 0.16738 0.16088 -0.2013 0.3856 1.0000
11.000 1.0911 0.18219 0.17590 -0.2090 0.4164 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)