GOE 528 AIRFOIL (goe528-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 528 AIRFOIL (goe528-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.01 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe528-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe528-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 528 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 -0.2264 0.13493 0.12787 -0.0400 1.0000 0.1418
-11.000 -0.2345 0.13482 0.12787 -0.0405 1.0000 0.1456
-10.750 -0.2531 0.13652 0.12974 -0.0412 1.0000 0.1468
-10.500 -0.2275 0.12863 0.12186 -0.0393 1.0000 0.1510
-10.250 -0.2235 0.12606 0.11937 -0.0381 1.0000 0.1557
-10.000 -0.2290 0.12493 0.11834 -0.0371 1.0000 0.1599
-9.750 -0.2476 0.12574 0.11932 -0.0358 1.0000 0.1627
-9.500 -0.2747 0.12760 0.12136 -0.0338 1.0000 0.1636
-9.250 -0.2589 0.12177 0.11557 -0.0315 1.0000 0.1667
-9.000 -0.2578 0.11946 0.11333 -0.0288 1.0000 0.1709
-8.750 -0.2683 0.11869 0.11265 -0.0263 1.0000 0.1749
-8.500 -0.2875 0.11896 0.11306 -0.0240 1.0000 0.1783
-8.250 -0.3140 0.12013 0.11438 -0.0217 1.0000 0.1799
-8.000 -0.3448 0.12157 0.11599 -0.0192 1.0000 0.1806
-7.750 -0.3157 0.11491 0.10931 -0.0171 1.0000 0.1871
-7.500 -0.3270 0.11407 0.10857 -0.0147 1.0000 0.1922
-7.250 -0.3506 0.11440 0.10902 -0.0124 1.0000 0.1955
-7.000 -0.3794 0.11510 0.10986 -0.0098 1.0000 0.1968
-6.750 -0.4104 0.11602 0.11091 -0.0094 1.0000 0.1978
-6.500 -0.3857 0.11042 0.10533 -0.0053 1.0000 0.2051
-6.250 -0.4009 0.10964 0.10463 -0.0034 1.0000 0.2103
-6.000 -0.4197 0.10995 0.10501 -0.0118 0.9946 0.2157
-5.750 -0.3812 0.10411 0.09914 -0.0099 0.9872 0.2279
-5.250 -0.3510 0.09797 0.09298 -0.0215 0.9657 0.2521
-5.000 -0.3335 0.09532 0.09029 -0.0268 0.9553 0.2684
-4.750 -0.3145 0.09217 0.08713 -0.0289 0.9455 0.2860
-4.500 -0.3019 0.08943 0.08439 -0.0292 0.9355 0.3038
-4.250 -0.2771 0.08604 0.08102 -0.0289 0.9275 0.3251
-4.000 -0.2689 0.08384 0.07883 -0.0283 0.9173 0.3445
-3.750 -0.2586 0.08188 0.07684 -0.0302 0.9077 0.3733
-3.500 -0.2425 0.07926 0.07426 -0.0279 0.8991 0.3987
-3.250 -0.2367 0.07735 0.07238 -0.0257 0.8905 0.4296
-3.000 -0.2295 0.07557 0.07063 -0.0227 0.8823 0.4767
-2.250 -0.2114 0.06983 0.06507 -0.0017 0.8605 0.6426
-2.000 0.0223 0.05591 0.04817 -0.0870 0.8472 0.1963
-1.750 0.0425 0.05440 0.04646 -0.0873 0.8389 0.1896
-1.500 0.0855 0.05234 0.04366 -0.0907 0.8312 0.1779
-1.250 0.1097 0.05133 0.04233 -0.0910 0.8229 0.1735
-1.000 0.1435 0.05028 0.04083 -0.0923 0.8150 0.1701
-0.750 0.1684 0.04993 0.04019 -0.0924 0.8071 0.1724
-0.500 0.1974 0.04964 0.03956 -0.0930 0.7987 0.1765
-0.250 0.2243 0.04959 0.03916 -0.0931 0.7910 0.1801
0.000 0.2453 0.04959 0.03906 -0.0927 0.7829 0.1844
0.250 0.2786 0.04972 0.03896 -0.0936 0.7750 0.1972
0.500 0.2988 0.05013 0.03935 -0.0932 0.7666 0.2111
0.750 0.3366 0.05010 0.03937 -0.0947 0.7591 0.2438
1.000 0.3510 0.05055 0.04010 -0.0937 0.7508 0.2950
1.250 0.4043 0.04859 0.03952 -0.0964 0.7435 1.0000
1.500 0.4039 0.05025 0.04098 -0.0940 0.7352 1.0000
1.750 0.4448 0.05113 0.04147 -0.0956 0.7274 1.0000
2.000 0.4387 0.05303 0.04328 -0.0930 0.7193 1.0000
2.250 0.4836 0.05383 0.04379 -0.0949 0.7114 1.0000
2.500 0.4719 0.05599 0.04590 -0.0920 0.7035 1.0000
2.750 0.5125 0.05689 0.04658 -0.0934 0.6954 1.0000
3.000 0.5031 0.05918 0.04883 -0.0910 0.6882 1.0000
3.250 0.5356 0.06031 0.04980 -0.0918 0.6798 1.0000
3.500 0.5335 0.06256 0.05200 -0.0901 0.6729 1.0000
3.750 0.5536 0.06412 0.05347 -0.0900 0.6651 1.0000
4.000 0.5630 0.06611 0.05539 -0.0892 0.6575 1.0000
4.250 0.5717 0.06817 0.05741 -0.0885 0.6509 1.0000
4.500 0.5923 0.06985 0.05901 -0.0884 0.6424 1.0000
4.750 0.5924 0.07234 0.06148 -0.0874 0.6367 1.0000
5.000 0.6219 0.07379 0.06286 -0.0878 0.6273 1.0000
5.250 0.6145 0.07672 0.06581 -0.0867 0.6231 1.0000
5.500 0.6510 0.07792 0.06693 -0.0872 0.6120 1.0000
5.750 0.6414 0.08123 0.07026 -0.0863 0.6099 1.0000
6.000 0.6393 0.08440 0.07345 -0.0859 0.6086 1.0000
6.250 0.6453 0.08776 0.07683 -0.0863 0.6106 1.0000
6.500 0.5703 0.09553 0.08482 -0.0869 0.6866 1.0000
6.750 0.6058 0.09929 0.08853 -0.0890 0.6780 1.0000
7.000 0.6007 0.10045 0.08971 -0.0872 0.6664 1.0000
7.250 0.6130 0.10318 0.09244 -0.0874 0.6583 1.0000
7.500 0.6352 0.10588 0.09513 -0.0880 0.6473 1.0000
7.750 0.6329 0.10791 0.09717 -0.0870 0.6387 1.0000
8.000 0.6651 0.11150 0.10077 -0.0886 0.6300 1.0000
8.250 0.6576 0.11291 0.10220 -0.0871 0.6192 1.0000
8.500 0.6936 0.11728 0.10656 -0.0891 0.6129 1.0000
8.750 0.6793 0.11814 0.10746 -0.0873 0.6027 1.0000
9.000 0.7134 0.12249 0.11183 -0.0891 0.5970 1.0000
9.250 0.6998 0.12339 0.11276 -0.0875 0.5868 1.0000
9.500 0.7342 0.12778 0.11719 -0.0891 0.5807 1.0000
9.750 0.7203 0.12865 0.11808 -0.0878 0.5709 1.0000
10.000 0.7457 0.13237 0.12185 -0.0888 0.5654 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 528 AIRFOIL (goe528-il)