GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.49 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe525-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe525-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 0.0356 0.13352 0.12678 -0.0884 0.8663 0.1263
-8.500 0.0231 0.13381 0.12713 -0.0883 0.8572 0.1273
-8.250 0.0155 0.13337 0.12673 -0.0897 0.8495 0.1277
-8.000 0.0558 0.12591 0.11922 -0.0909 0.8475 0.1297
-7.750 0.0551 0.12422 0.11756 -0.0882 0.8374 0.1313
-7.500 0.0691 0.12139 0.11472 -0.0893 0.8324 0.1339
-7.250 0.0673 0.12011 0.11346 -0.0879 0.8236 0.1367
-7.000 0.0645 0.11904 0.11241 -0.0882 0.8160 0.1409
-6.750 0.0438 0.11959 0.11304 -0.0862 0.8055 0.1426
-6.500 0.0279 0.11949 0.11298 -0.0860 0.7976 0.1434
-6.250 0.0080 0.11953 0.11309 -0.0833 0.7861 0.1436
-6.000 0.0502 0.11296 0.10647 -0.0833 0.7834 0.1464
-5.750 0.0642 0.10990 0.10338 -0.0842 0.7792 0.1479
-5.500 0.0468 0.10967 0.10323 -0.0800 0.7675 0.1483
-5.000 0.0212 0.10258 0.09608 -0.0838 0.7500 0.0992
-4.500 0.0255 0.09562 0.08907 -0.0882 0.7351 0.0877
-4.250 0.0407 0.09258 0.08600 -0.0898 0.7297 0.0869
-3.750 0.0611 0.08681 0.08020 -0.0955 0.7148 0.0864
-3.500 0.0935 0.08196 0.07525 -0.1031 0.7110 0.0858
-3.250 0.1102 0.07887 0.07212 -0.1080 0.7023 0.0848
-3.000 0.1718 0.07102 0.06401 -0.1260 0.6976 0.0830
-2.750 0.3374 0.05696 0.04870 -0.1707 0.6976 0.0857
-2.500 0.4328 0.05188 0.04259 -0.1879 0.6955 0.0885
-2.250 0.4834 0.04996 0.04045 -0.1924 0.6929 0.0913
-2.000 0.5042 0.05023 0.04058 -0.1932 0.6827 0.0945
-1.750 0.5515 0.04880 0.03871 -0.1971 0.6785 0.1005
-1.500 0.5947 0.04752 0.03734 -0.1994 0.6757 0.1060
-1.250 0.6129 0.04815 0.03782 -0.1993 0.6655 0.1112
-1.000 0.6514 0.04742 0.03702 -0.2011 0.6609 0.1218
-0.750 0.6980 0.04624 0.03570 -0.2038 0.6582 0.1403
-0.500 0.7170 0.04717 0.03661 -0.2039 0.6481 0.1591
-0.250 0.7583 0.04656 0.03619 -0.2066 0.6433 0.2043
0.000 0.8039 0.04568 0.03548 -0.2091 0.6403 0.2792
0.250 0.8476 0.04479 0.03471 -0.2107 0.6381 0.3550
0.500 0.8447 0.04720 0.03726 -0.2077 0.6247 0.3826
0.750 0.8798 0.04667 0.03674 -0.2075 0.6216 0.4355
1.250 0.9104 0.04883 0.03886 -0.2044 0.6053 0.4938
1.500 0.9456 0.04821 0.03812 -0.2041 0.6025 0.5259
2.000 0.9716 0.05088 0.04070 -0.2011 0.5857 0.5724
2.250 1.0063 0.05009 0.03981 -0.2006 0.5832 0.6047
2.750 1.0255 0.05332 0.04300 -0.1972 0.5662 0.6473
3.000 1.0649 0.05226 0.04178 -0.1978 0.5640 0.6713
3.500 1.0813 0.05597 0.04546 -0.1949 0.5469 0.7017
3.750 1.1224 0.05478 0.04411 -0.1958 0.5450 0.7245
4.250 1.1135 0.06116 0.05058 -0.1917 0.5244 0.7484
4.750 1.1400 0.06402 0.05345 -0.1899 0.5110 0.7825
5.000 1.1781 0.06262 0.05197 -0.1901 0.5093 0.8097
6.500 1.1823 0.08146 0.07110 -0.1841 0.4585 1.0000
6.750 1.1576 0.08882 0.07858 -0.1836 0.4450 1.0000
7.000 1.1846 0.08917 0.07885 -0.1837 0.4418 1.0000
7.250 1.2166 0.08872 0.07828 -0.1838 0.4398 1.0000
7.750 1.2118 0.09747 0.08710 -0.1835 0.4229 1.0000
8.250 1.2045 0.10678 0.09650 -0.1836 0.4065 1.0000
8.750 1.1976 0.11613 0.10595 -0.1842 0.3910 1.0000
9.000 1.2185 0.11717 0.10695 -0.1841 0.3881 1.0000
9.250 1.2430 0.11758 0.10731 -0.1838 0.3861 1.0000
9.750 1.2262 0.12863 0.11850 -0.1853 0.3705 1.0000
10.000 1.2506 0.12896 0.11880 -0.1849 0.3686 1.0000
10.500 1.2283 0.14124 0.13123 -0.1876 0.3543 1.0000
10.750 1.2469 0.14254 0.13252 -0.1876 0.3522 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)