GOE 526 AIRFOIL (goe526-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 526 AIRFOIL (goe526-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.83 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe526-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe526-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 526 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2886 0.12150 0.11392 -0.0343 1.0000 0.2069
-10.000 -0.3025 0.12121 0.11374 -0.0346 1.0000 0.2133
-9.750 -0.3213 0.12069 0.11339 -0.0348 1.0000 0.2156
-9.500 -0.2888 0.11443 0.10708 -0.0328 1.0000 0.2221
-9.250 -0.2929 0.11279 0.10553 -0.0319 1.0000 0.2287
-9.000 -0.3284 0.11442 0.10737 -0.0311 1.0000 0.2326
-8.750 -0.3046 0.10875 0.10171 -0.0294 1.0000 0.2371
-8.500 -0.3019 0.10649 0.09952 -0.0273 1.0000 0.2440
-8.250 -0.3293 0.10687 0.10007 -0.0250 1.0000 0.2496
-8.000 -0.3757 0.10874 0.10216 -0.0215 1.0000 0.2511
-7.750 -0.3300 0.10203 0.09539 -0.0199 1.0000 0.2609
-7.500 -0.3579 0.10218 0.09568 -0.0166 1.0000 0.2669
-7.250 -0.4023 0.10331 0.09699 -0.0126 1.0000 0.2688
-7.000 -0.3701 0.09828 0.09194 -0.0109 1.0000 0.2793
-6.750 -0.4024 0.09833 0.09213 -0.0072 1.0000 0.2849
-6.500 -0.4541 0.09925 0.09322 -0.0045 1.0000 0.2874
-6.250 -0.4204 0.09453 0.08848 -0.0012 1.0000 0.2984
-6.000 -0.4676 0.09490 0.08898 0.0001 1.0000 0.3054
-5.750 -0.4457 0.09094 0.08505 0.0038 1.0000 0.3149
-5.500 -0.4785 0.08994 0.08413 0.0045 1.0000 0.3255
-5.250 -0.4664 0.08709 0.08132 0.0083 1.0000 0.3373
-5.000 -0.4725 0.08471 0.07900 0.0105 1.0000 0.3491
-4.750 -0.4816 0.08261 0.07695 0.0126 1.0000 0.3650
-4.500 -0.4854 0.08044 0.07483 0.0152 1.0000 0.3831
-4.250 -0.4841 0.07825 0.07270 0.0190 1.0000 0.4046
-4.000 -0.4955 0.07670 0.07120 0.0219 1.0000 0.4357
-3.750 -0.4866 0.07431 0.06888 0.0277 1.0000 0.4631
-3.500 -0.4873 0.07250 0.06715 0.0335 1.0000 0.5012
-2.750 -0.3734 0.05058 0.04260 -0.0169 1.0000 0.2129
-2.500 -0.3558 0.04813 0.03996 -0.0168 1.0000 0.2093
-2.250 -0.3357 0.04563 0.03707 -0.0170 1.0000 0.2037
-2.000 -0.3164 0.04382 0.03491 -0.0169 1.0000 0.2037
-1.750 -0.2978 0.04245 0.03325 -0.0164 1.0000 0.2065
-1.500 -0.2553 0.04136 0.03162 -0.0200 0.9909 0.2109
-1.250 -0.2079 0.04060 0.03055 -0.0244 0.9762 0.2205
-1.000 -0.1632 0.04021 0.02970 -0.0280 0.9618 0.2324
-0.750 -0.1216 0.03976 0.02917 -0.0311 0.9473 0.2474
-0.500 -0.0794 0.03950 0.02875 -0.0342 0.9329 0.2665
-0.250 -0.0362 0.03931 0.02847 -0.0372 0.9183 0.2903
0.000 0.0169 0.03930 0.02843 -0.0419 0.9045 0.3262
0.250 0.0572 0.03907 0.02837 -0.0445 0.8895 0.3666
0.500 0.0935 0.03881 0.02848 -0.0463 0.8747 0.4244
0.750 0.1850 0.03741 0.02858 -0.0577 0.8606 1.0000
1.000 0.2188 0.03824 0.02901 -0.0590 0.8453 1.0000
1.250 0.2529 0.03906 0.02956 -0.0604 0.8307 1.0000
1.500 0.2983 0.03983 0.03009 -0.0633 0.8179 1.0000
1.750 0.3172 0.04065 0.03077 -0.0624 0.8025 1.0000
2.000 0.3355 0.04158 0.03158 -0.0616 0.7879 1.0000
2.250 0.3577 0.04252 0.03241 -0.0612 0.7744 1.0000
2.500 0.3971 0.04324 0.03301 -0.0630 0.7636 1.0000
2.750 0.4115 0.04431 0.03401 -0.0617 0.7504 1.0000
3.000 0.4223 0.04559 0.03522 -0.0602 0.7382 1.0000
3.250 0.4618 0.04625 0.03581 -0.0617 0.7285 1.0000
3.500 0.4650 0.04778 0.03730 -0.0594 0.7166 1.0000
3.750 0.4796 0.04915 0.03863 -0.0585 0.7067 1.0000
4.000 0.5050 0.05018 0.03963 -0.0585 0.6972 1.0000
4.250 0.5073 0.05200 0.04142 -0.0566 0.6872 1.0000
4.500 0.5382 0.05297 0.04238 -0.0571 0.6790 1.0000
4.750 0.5338 0.05513 0.04452 -0.0548 0.6694 1.0000
5.000 0.5693 0.05594 0.04534 -0.0557 0.6611 1.0000
5.250 0.5590 0.05846 0.04785 -0.0532 0.6523 1.0000
5.500 0.5969 0.05897 0.04838 -0.0538 0.6413 1.0000
5.750 0.6156 0.05989 0.04931 -0.0527 0.6276 1.0000
6.000 0.6287 0.06100 0.05044 -0.0512 0.6128 1.0000
6.250 0.6454 0.06200 0.05146 -0.0499 0.5984 1.0000
6.500 0.6657 0.06294 0.05244 -0.0490 0.5854 1.0000
6.750 0.7087 0.06255 0.05213 -0.0490 0.5737 1.0000
7.000 0.7163 0.06427 0.05389 -0.0475 0.5606 1.0000
7.250 0.7183 0.06649 0.05615 -0.0460 0.5471 1.0000
7.500 0.7326 0.06788 0.05760 -0.0448 0.5332 1.0000
7.750 0.7550 0.06863 0.05843 -0.0437 0.5190 1.0000
8.000 0.7878 0.06848 0.05837 -0.0426 0.5051 1.0000
8.250 0.8297 0.06730 0.05732 -0.0414 0.4916 1.0000
8.500 0.8385 0.06897 0.05907 -0.0398 0.4755 1.0000
8.750 0.8401 0.07153 0.06168 -0.0383 0.4596 1.0000
9.000 0.8365 0.07485 0.06504 -0.0372 0.4440 1.0000
9.250 1.1529 0.04653 0.03716 -0.0411 0.4220 1.0000
9.500 1.1126 0.05055 0.04123 -0.0345 0.4095 1.0000
9.750 1.1822 0.04775 0.03843 -0.0361 0.3847 1.0000
10.000 1.1990 0.04831 0.03900 -0.0339 0.3667 1.0000
10.250 1.2147 0.04893 0.03966 -0.0316 0.3495 1.0000
10.500 1.2290 0.04961 0.04034 -0.0293 0.3327 1.0000
10.750 1.0551 0.06623 0.05714 -0.0211 0.3422 1.0000
11.000 0.9158 0.08972 0.08045 -0.0272 0.3359 1.0000
11.250 0.8511 0.10275 0.09339 -0.0314 0.3283 1.0000
11.500 0.8606 0.10504 0.09576 -0.0306 0.3165 1.0000
11.750 0.8954 0.10353 0.09436 -0.0279 0.3034 1.0000
12.000 0.8424 0.11552 0.10629 -0.0325 0.2987 1.0000
12.250 0.8682 0.11572 0.10659 -0.0306 0.2868 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 526 AIRFOIL (goe526-il)