GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.33 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe525-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe525-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2731 0.18380 0.17796 -0.0206 1.0000 0.1261
-11.000 -0.2887 0.18593 0.18017 -0.0206 1.0000 0.1271
-10.750 -0.3079 0.18873 0.18306 -0.0204 1.0000 0.1275
-10.500 -0.2861 0.17983 0.17420 -0.0186 1.0000 0.1293
-10.250 -0.2810 0.17681 0.17122 -0.0170 1.0000 0.1318
-10.000 -0.2817 0.17527 0.16972 -0.0160 1.0000 0.1346
-9.750 -0.2851 0.17419 0.16870 -0.0152 1.0000 0.1375
-9.500 -0.2921 0.17380 0.16836 -0.0147 1.0000 0.1406
-9.250 -0.3067 0.17511 0.16974 -0.0146 1.0000 0.1426
-9.000 -0.3285 0.17783 0.17254 -0.0146 1.0000 0.1434
-8.750 -0.3281 0.17455 0.16934 -0.0139 1.0000 0.1444
-8.500 -0.3104 0.16860 0.16339 -0.0121 1.0000 0.1469
-8.250 -0.3087 0.16653 0.16136 -0.0109 1.0000 0.1495
-8.000 -0.3108 0.16513 0.16001 -0.0101 1.0000 0.1524
-7.750 -0.3159 0.16415 0.15908 -0.0094 1.0000 0.1555
-7.500 -0.3270 0.16413 0.15913 -0.0090 1.0000 0.1586
-7.250 -0.3476 0.16575 0.16082 -0.0089 1.0000 0.1603
-7.000 -0.3738 0.16801 0.16317 -0.0084 1.0000 0.1609
-6.750 -0.3480 0.16043 0.15561 -0.0072 1.0000 0.1634
-6.500 -0.3405 0.15759 0.15279 -0.0057 1.0000 0.1670
-6.250 -0.3322 0.15604 0.15126 -0.0074 0.9962 0.1725
-6.000 -0.3399 0.15667 0.15192 -0.0097 0.9913 0.1774
-5.750 -0.3667 0.15991 0.15522 -0.0117 0.9840 0.1790
-5.500 -0.3225 0.15202 0.14731 -0.0132 0.9783 0.1833
-5.250 -0.3021 0.15017 0.14544 -0.0161 0.9700 0.1897
-5.000 -0.3141 0.14938 0.14470 -0.0149 0.9640 0.1937
-4.750 -0.3401 0.15195 0.14734 -0.0168 0.9568 0.1971
-4.500 -0.3476 0.14988 0.14533 -0.0166 0.9517 0.1986
-4.250 -0.3067 0.14494 0.14033 -0.0171 0.9424 0.2050
-4.000 -0.3146 0.14384 0.13928 -0.0156 0.9375 0.2095
-3.750 -0.3312 0.14529 0.14077 -0.0222 0.9290 0.2160
-3.500 -0.3167 0.14148 0.13698 -0.0197 0.9246 0.2192
-3.250 -0.3113 0.13900 0.13453 -0.0172 0.9158 0.2248
-3.000 -0.3032 0.13942 0.13494 -0.0280 0.9096 0.2359
-2.750 -0.3097 0.13621 0.13179 -0.0217 0.9041 0.2380
-2.500 -0.2943 0.13425 0.12982 -0.0211 0.8960 0.2463
-2.250 -0.2870 0.13330 0.12888 -0.0288 0.8921 0.2559
-2.000 -0.2868 0.13064 0.12625 -0.0242 0.8834 0.2596
-1.750 -0.2538 0.12989 0.12543 -0.0351 0.8772 0.2753
-1.500 -0.2657 0.12740 0.12302 -0.0296 0.8726 0.2775
-1.250 -0.2358 0.12622 0.12180 -0.0391 0.8641 0.2946
-1.000 -0.2301 0.12438 0.11997 -0.0343 0.8602 0.2992
-0.750 -0.2155 0.12281 0.11839 -0.0405 0.8520 0.3151
-0.500 -0.2075 0.12105 0.11666 -0.0363 0.8461 0.3225
0.000 -0.1754 0.11853 0.11412 -0.0429 0.8339 0.3567
0.250 -0.1445 0.11777 0.11333 -0.0465 0.8280 0.3773
0.500 -0.1490 0.11627 0.11187 -0.0429 0.8237 0.3842
0.750 -0.1302 0.11495 0.11055 -0.0451 0.8157 0.4023
1.000 0.3566 0.10036 0.09282 -0.1826 0.8031 0.1837
1.250 0.4077 0.10202 0.09413 -0.1888 0.7956 0.1929
1.500 0.4410 0.10412 0.09602 -0.1923 0.7919 0.2036
1.750 0.4592 0.10511 0.09682 -0.1936 0.7818 0.2171
2.000 0.5139 0.10839 0.10010 -0.1986 0.7762 0.2565
2.250 0.5055 0.10905 0.10089 -0.1965 0.7689 0.2702
2.500 0.5429 0.11149 0.10361 -0.1988 0.7611 0.3542
2.750 0.5473 0.11354 0.10603 -0.1967 0.7557 0.4040
3.000 0.5568 0.11520 0.10796 -0.1940 0.7459 0.4619
3.250 0.5798 0.11859 0.11145 -0.1920 0.7417 0.5347
3.500 0.5683 0.11900 0.11199 -0.1884 0.7312 0.5558
3.750 0.5933 0.12166 0.11464 -0.1866 0.7254 0.6179
4.000 0.5871 0.12265 0.11565 -0.1844 0.7162 0.6428
4.250 0.6152 0.12502 0.11787 -0.1848 0.7093 0.6967
4.500 0.6160 0.12650 0.11935 -0.1834 0.7015 0.7230
4.750 0.6413 0.12840 0.12114 -0.1840 0.6927 0.7690
5.000 0.6509 0.13048 0.12318 -0.1837 0.6871 0.8041
5.250 0.6615 0.13149 0.12420 -0.1829 0.6772 0.8485
5.500 0.6915 0.13388 0.12660 -0.1838 0.6724 1.0000
5.750 0.6894 0.13491 0.12760 -0.1841 0.6603 1.0000
6.250 0.7326 0.14143 0.13382 -0.1898 0.6445 1.0000
6.500 0.7731 0.14586 0.13804 -0.1937 0.6383 1.0000
6.750 0.7716 0.14775 0.13990 -0.1941 0.6301 1.0000
7.000 0.8006 0.15106 0.14305 -0.1965 0.6219 1.0000
7.250 0.8288 0.15563 0.14748 -0.1990 0.6180 1.0000
7.500 0.8237 0.15641 0.14825 -0.1989 0.6083 1.0000
7.750 0.8529 0.16016 0.15187 -0.2010 0.6028 1.0000
8.000 0.8703 0.16398 0.15560 -0.2025 0.5993 1.0000
8.250 0.8705 0.16483 0.15643 -0.2026 0.5892 1.0000
8.500 0.9005 0.16882 0.16031 -0.2044 0.5840 1.0000
8.750 0.9102 0.17189 0.16332 -0.2054 0.5805 1.0000
9.000 0.9119 0.17289 0.16432 -0.2058 0.5719 1.0000
9.250 0.9347 0.17624 0.16759 -0.2070 0.5670 1.0000
9.500 0.9671 0.18182 0.17308 -0.2087 0.5643 1.0000
9.750 0.9511 0.18085 0.17213 -0.2086 0.5567 1.0000
10.000 0.9693 0.18353 0.17478 -0.2095 0.5504 1.0000
10.250 0.9978 0.18824 0.17942 -0.2107 0.5469 1.0000
10.500 0.9949 0.18931 0.18048 -0.2113 0.5428 1.0000
10.750 1.0022 0.19075 0.18191 -0.2120 0.5357 1.0000
11.000 1.0217 0.19390 0.18504 -0.2129 0.5314 1.0000
11.250 1.0486 0.19904 0.19015 -0.2140 0.5287 1.0000
11.500 1.0402 0.19869 0.18981 -0.2147 0.5236 1.0000
11.750 1.0512 0.20049 0.19161 -0.2154 0.5169 1.0000
12.000 1.0724 0.20405 0.19516 -0.2162 0.5127 1.0000
12.250 1.0999 0.21009 0.20121 -0.2172 0.5105 1.0000
12.500 1.0857 0.20799 0.19913 -0.2181 0.5051 1.0000
12.750 1.0969 0.20996 0.20111 -0.2189 0.4995 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)