GOE 527 AIRFOIL (goe527-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 527 AIRFOIL (goe527-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.3 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe527-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe527-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 527 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2835 0.13791 0.13201 -0.0211 1.0000 0.2149
-9.750 -0.3066 0.13873 0.13294 -0.0195 1.0000 0.2195
-9.500 -0.3448 0.14109 0.13544 -0.0183 1.0000 0.2214
-9.250 -0.3289 0.13635 0.13075 -0.0162 1.0000 0.2247
-9.000 -0.3179 0.13375 0.12818 -0.0154 0.9986 0.2306
-8.750 -0.3319 0.13376 0.12823 -0.0213 0.9903 0.2400
-8.500 -0.2806 0.12660 0.12100 -0.0247 0.9832 0.2484
-8.250 -0.2951 0.12650 0.12094 -0.0287 0.9739 0.2588
-8.000 -0.2456 0.12021 0.11459 -0.0322 0.9675 0.2708
-7.750 -0.2859 0.12202 0.11650 -0.0343 0.9568 0.2788
-7.500 -0.2253 0.11501 0.10939 -0.0367 0.9503 0.2925
-7.250 -0.2319 0.11322 0.10766 -0.0384 0.9413 0.3013
-7.000 -0.2161 0.11080 0.10522 -0.0394 0.9329 0.3144
-6.750 -0.2001 0.10756 0.10199 -0.0408 0.9250 0.3252
-6.500 -0.2327 0.10847 0.10298 -0.0388 0.9158 0.3364
-6.250 -0.1983 0.10440 0.09888 -0.0400 0.9085 0.3526
-6.000 -0.1797 0.10157 0.09603 -0.0413 0.9021 0.3691
-5.750 -0.2375 0.10355 0.09817 -0.0344 0.8925 0.3755
-5.500 -0.2221 0.10099 0.09559 -0.0350 0.8866 0.3950
-5.250 -0.2013 0.09812 0.09272 -0.0336 0.8795 0.4083
-5.000 -0.2191 0.09727 0.09195 -0.0298 0.8728 0.4215
-4.750 -0.1925 0.09450 0.08914 -0.0311 0.8674 0.4459
-4.500 -0.2674 0.09689 0.09171 -0.0220 0.8621 0.4561
-4.250 -0.2723 0.09572 0.09057 -0.0180 0.8572 0.4751
-4.000 -0.2946 0.07462 0.06804 -0.0598 0.8592 0.2215
-3.750 -0.2779 0.07045 0.06374 -0.0610 0.8549 0.2072
-3.500 -0.2497 0.06670 0.05949 -0.0645 0.8506 0.1984
-3.250 -0.2290 0.06415 0.05655 -0.0659 0.8470 0.1948
-3.000 -0.2196 0.06211 0.05410 -0.0653 0.8446 0.1917
-2.750 -0.4378 0.06766 0.06106 -0.0290 0.9970 0.2013
-2.500 -0.4082 0.06493 0.05806 -0.0322 0.9928 0.1950
-2.250 -0.3793 0.06170 0.05421 -0.0354 0.9884 0.1901
-2.000 -0.3424 0.05976 0.05149 -0.0391 0.9825 0.1871
-1.750 -0.3199 0.05872 0.05021 -0.0398 0.9787 0.1889
-1.500 -0.2916 0.05836 0.04964 -0.0414 0.9713 0.1943
-1.250 -0.2631 0.05816 0.04899 -0.0428 0.9666 0.1991
-1.000 -0.2357 0.05771 0.04816 -0.0440 0.9579 0.2055
-0.750 -0.2064 0.05847 0.04883 -0.0455 0.9529 0.2152
-0.500 -0.1845 0.05812 0.04822 -0.0457 0.9434 0.2247
-0.250 -0.1500 0.05957 0.04944 -0.0479 0.9373 0.2398
0.000 -0.1316 0.05924 0.04919 -0.0478 0.9268 0.2519
0.250 -0.0967 0.06109 0.05095 -0.0499 0.9209 0.2715
0.500 -0.0803 0.06077 0.05061 -0.0494 0.9094 0.2879
0.750 -0.0401 0.06303 0.05278 -0.0525 0.9031 0.3184
1.000 -0.0230 0.06281 0.05274 -0.0522 0.8912 0.3444
1.250 0.0182 0.06491 0.05538 -0.0554 0.8850 0.4277
1.500 0.0522 0.06319 0.05535 -0.0575 0.8723 1.0000
1.750 0.0769 0.06534 0.05705 -0.0585 0.8639 1.0000
2.000 0.1055 0.06732 0.05868 -0.0599 0.8505 1.0000
2.250 0.1167 0.06823 0.05940 -0.0590 0.8379 1.0000
2.500 0.1546 0.07175 0.06262 -0.0619 0.8292 1.0000
2.750 0.1655 0.07228 0.06300 -0.0608 0.8144 1.0000
3.000 0.1778 0.07363 0.06421 -0.0602 0.8022 1.0000
3.250 0.2197 0.07752 0.06786 -0.0634 0.7923 1.0000
3.500 0.2254 0.07785 0.06811 -0.0618 0.7771 1.0000
3.750 0.2355 0.07927 0.06943 -0.0610 0.7646 1.0000
4.000 0.2762 0.08318 0.07315 -0.0639 0.7550 1.0000
4.250 0.2797 0.08361 0.07353 -0.0622 0.7401 1.0000
4.500 0.2879 0.08527 0.07511 -0.0614 0.7292 1.0000
4.750 0.3304 0.08920 0.07890 -0.0643 0.7185 1.0000
5.000 0.3244 0.08943 0.07910 -0.0618 0.7049 1.0000
5.250 0.3469 0.09252 0.08210 -0.0628 0.6979 1.0000
5.500 0.3578 0.09394 0.08347 -0.0622 0.6849 1.0000
5.750 0.3660 0.09605 0.08553 -0.0617 0.6762 1.0000
6.000 0.3925 0.09870 0.08811 -0.0627 0.6650 1.0000
6.250 0.3917 0.10025 0.08963 -0.0615 0.6562 1.0000
6.500 0.4161 0.10301 0.09233 -0.0624 0.6473 1.0000
6.750 0.4213 0.10524 0.09453 -0.0619 0.6411 1.0000
7.000 0.4369 0.10727 0.09653 -0.0620 0.6303 1.0000
7.250 0.4527 0.11029 0.09951 -0.0624 0.6246 1.0000
7.500 0.4581 0.11164 0.10084 -0.0617 0.6136 1.0000
7.750 0.4940 0.11619 0.10534 -0.0637 0.6089 1.0000
8.000 0.4763 0.11623 0.10540 -0.0615 0.6001 1.0000
8.250 0.5020 0.11937 0.10851 -0.0625 0.5928 1.0000
8.500 0.5036 0.12144 0.11057 -0.0620 0.5868 1.0000
8.750 0.5164 0.12347 0.11260 -0.0620 0.5773 1.0000
9.000 0.5504 0.12823 0.11735 -0.0638 0.5731 1.0000
9.250 0.5325 0.12812 0.11725 -0.0621 0.5643 1.0000
9.500 0.5580 0.13143 0.12056 -0.0629 0.5570 1.0000
9.750 0.5590 0.13353 0.12267 -0.0627 0.5513 1.0000
10.000 0.5701 0.13555 0.12470 -0.0628 0.5419 1.0000
10.250 0.6060 0.14099 0.13014 -0.0645 0.5370 1.0000
10.500 0.5880 0.14027 0.12946 -0.0631 0.5264 1.0000
10.750 0.6214 0.14499 0.13419 -0.0644 0.5201 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 527 AIRFOIL (goe527-il)