GOE 529 AIRFOIL (goe529-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 529 AIRFOIL (goe529-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.84 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe529-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe529-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 529 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2677 0.10175 0.09749 -0.0316 1.0000 0.0760
-7.750 -0.2907 0.10216 0.09805 -0.0274 1.0000 0.0764
-7.500 -0.3160 0.10276 0.09880 -0.0225 1.0000 0.0764
-7.250 -0.2991 0.10166 0.09770 -0.0423 0.9842 0.0781
-7.000 -0.2799 0.09469 0.09075 -0.0414 0.9794 0.0794
-6.750 -0.2541 0.08980 0.08584 -0.0407 0.9746 0.0824
-6.500 -0.2249 0.08553 0.08152 -0.0475 0.9646 0.0875
-6.250 -0.1865 0.08155 0.07738 -0.0698 0.9473 0.0933
-6.000 -0.1663 0.07630 0.07219 -0.0653 0.9441 0.0962
-5.750 -0.1394 0.07262 0.06846 -0.0694 0.9349 0.1011
-5.500 -0.0930 0.06751 0.06312 -0.0857 0.9267 0.1090
-5.250 -0.0754 0.06411 0.05977 -0.0841 0.9171 0.1124
-5.000 -0.0284 0.05960 0.05500 -0.0957 0.9113 0.1246
-4.750 -0.0109 0.05673 0.05216 -0.0947 0.9006 0.1289
-4.500 0.0243 0.05329 0.04846 -0.1017 0.8911 0.1401
-4.250 0.0519 0.05024 0.04538 -0.1028 0.8839 0.1475
-4.000 0.0767 0.04759 0.04258 -0.1050 0.8741 0.1590
-3.750 0.1091 0.04476 0.03959 -0.1081 0.8676 0.1739
-3.500 0.1313 0.04271 0.03739 -0.1090 0.8573 0.1876
-3.250 0.1627 0.04021 0.03475 -0.1109 0.8515 0.2042
-3.000 0.1818 0.03859 0.03303 -0.1105 0.8412 0.2204
-2.750 0.2110 0.03651 0.03084 -0.1113 0.8357 0.2508
-2.500 0.2633 0.03074 0.02345 -0.1162 0.8262 0.1242
-2.250 0.2968 0.02809 0.02048 -0.1169 0.8209 0.1139
-2.000 0.3223 0.02675 0.01843 -0.1157 0.8112 0.1076
-1.750 0.3537 0.02506 0.01663 -0.1162 0.8057 0.1117
-1.500 0.3763 0.02434 0.01572 -0.1152 0.7958 0.1140
-1.250 0.4094 0.02315 0.01422 -0.1153 0.7902 0.1167
-1.000 0.4324 0.02263 0.01351 -0.1141 0.7803 0.1208
-0.750 0.4637 0.02175 0.01255 -0.1141 0.7744 0.1309
-0.500 0.4863 0.02139 0.01220 -0.1131 0.7644 0.1449
-0.250 0.5147 0.02070 0.01149 -0.1125 0.7575 0.1699
0.000 0.5390 0.02022 0.01118 -0.1117 0.7485 0.2125
0.250 0.5648 0.01967 0.01090 -0.1111 0.7405 0.2802
0.500 0.6126 0.01761 0.01034 -0.1143 0.7327 1.0000
0.750 0.6369 0.01788 0.01037 -0.1133 0.7236 1.0000
1.000 0.6651 0.01795 0.01021 -0.1129 0.7160 1.0000
1.250 0.6876 0.01830 0.01044 -0.1118 0.7058 1.0000
1.500 0.7166 0.01836 0.01030 -0.1115 0.6988 1.0000
1.750 0.7392 0.01870 0.01056 -0.1105 0.6884 1.0000
2.000 0.7639 0.01898 0.01074 -0.1097 0.6793 1.0000
2.250 0.7915 0.01911 0.01073 -0.1092 0.6711 1.0000
2.500 0.8139 0.01951 0.01109 -0.1082 0.6608 1.0000
2.750 0.8425 0.01963 0.01108 -0.1079 0.6532 1.0000
3.000 0.8651 0.01999 0.01142 -0.1069 0.6427 1.0000
3.250 0.8890 0.02036 0.01175 -0.1061 0.6333 1.0000
3.500 0.9170 0.02050 0.01181 -0.1057 0.6252 1.0000
3.750 0.9381 0.02100 0.01234 -0.1046 0.6149 1.0000
4.000 0.9672 0.02115 0.01238 -0.1044 0.6079 1.0000
4.250 0.9875 0.02168 0.01297 -0.1032 0.5975 1.0000
4.500 1.0122 0.02204 0.01335 -0.1026 0.5893 1.0000
4.750 1.0369 0.02236 0.01367 -0.1019 0.5806 1.0000
5.000 1.0588 0.02284 0.01420 -0.1010 0.5714 1.0000
5.250 1.0871 0.02293 0.01426 -0.1007 0.5638 1.0000
5.500 1.1064 0.02348 0.01493 -0.0994 0.5537 1.0000
5.750 1.1351 0.02354 0.01494 -0.0991 0.5464 1.0000
6.000 1.1556 0.02394 0.01545 -0.0979 0.5363 1.0000
6.250 1.1781 0.02428 0.01588 -0.0970 0.5271 1.0000
6.500 1.2061 0.02430 0.01589 -0.0967 0.5192 1.0000
6.750 1.2251 0.02481 0.01655 -0.0953 0.5092 1.0000
7.000 1.2523 0.02487 0.01661 -0.0949 0.5011 1.0000
7.250 1.2746 0.02516 0.01702 -0.0939 0.4916 1.0000
7.500 1.2956 0.02559 0.01757 -0.0928 0.4822 1.0000
7.750 1.3254 0.02559 0.01755 -0.0927 0.4745 1.0000
8.000 1.3423 0.02626 0.01842 -0.0911 0.4643 1.0000
8.250 1.3658 0.02657 0.01883 -0.0903 0.4551 1.0000
8.500 1.3938 0.02642 0.01864 -0.0899 0.4440 1.0000
8.750 1.4140 0.02632 0.01857 -0.0882 0.4287 1.0000
9.000 1.4318 0.02635 0.01867 -0.0863 0.4132 1.0000
9.250 1.4498 0.02650 0.01888 -0.0845 0.3987 1.0000
9.500 1.4652 0.02672 0.01919 -0.0824 0.3840 1.0000
9.750 1.4750 0.02698 0.01958 -0.0795 0.3676 1.0000
10.000 1.4827 0.02732 0.02005 -0.0763 0.3511 1.0000
10.250 1.4856 0.02771 0.02056 -0.0725 0.3326 1.0000
10.500 1.4846 0.02824 0.02117 -0.0682 0.3141 1.0000
10.750 1.4812 0.02905 0.02204 -0.0638 0.2958 1.0000
11.000 1.4735 0.03027 0.02333 -0.0595 0.2733 1.0000
11.250 1.4610 0.03210 0.02510 -0.0555 0.2449 1.0000
11.500 1.4434 0.03477 0.02764 -0.0519 0.2092 1.0000
11.750 1.4218 0.03839 0.03102 -0.0492 0.1618 1.0000
12.000 1.3977 0.04280 0.03513 -0.0473 0.1321 1.0000
12.250 1.3737 0.04775 0.03990 -0.0462 0.1105 1.0000
12.500 1.3533 0.05273 0.04480 -0.0456 0.0926 1.0000
12.750 1.3357 0.05769 0.04971 -0.0454 0.0760 1.0000
13.000 1.3211 0.06247 0.05446 -0.0455 0.0698 1.0000
13.250 1.3081 0.06724 0.05927 -0.0458 0.0649 1.0000
13.500 1.2963 0.07199 0.06406 -0.0462 0.0614 1.0000
13.750 1.2852 0.07662 0.06867 -0.0466 0.0586 1.0000
14.000 1.2841 0.07992 0.07208 -0.0464 0.0555 1.0000
14.250 1.2854 0.08281 0.07502 -0.0460 0.0524 1.0000
14.500 1.2949 0.08389 0.07591 -0.0440 0.0484 1.0000
14.750 1.3059 0.08554 0.07771 -0.0429 0.0461 1.0000
15.000 1.3223 0.08651 0.07879 -0.0412 0.0441 1.0000
15.250 1.3395 0.08762 0.07999 -0.0395 0.0426 1.0000
15.500 1.3571 0.08902 0.08148 -0.0380 0.0412 1.0000
15.750 1.3824 0.09011 0.08256 -0.0359 0.0394 1.0000
16.000 1.3918 0.09362 0.08627 -0.0353 0.0384 1.0000
16.250 1.3853 0.09805 0.09100 -0.0363 0.0381 1.0000
16.500 1.3757 0.10297 0.09620 -0.0377 0.0379 1.0000
16.750 1.3656 0.10819 0.10169 -0.0394 0.0378 1.0000
17.000 1.3536 0.11386 0.10761 -0.0416 0.0377 1.0000
17.250 1.3409 0.11984 0.11384 -0.0442 0.0379 1.0000
17.500 1.3262 0.12633 0.12056 -0.0474 0.0380 1.0000
17.750 1.3109 0.13320 0.12764 -0.0510 0.0382 1.0000
18.000 1.2947 0.14050 0.13513 -0.0551 0.0384 1.0000
18.250 1.2794 0.14796 0.14279 -0.0595 0.0387 1.0000
18.500 1.2536 0.15759 0.15267 -0.0668 0.0392 1.0000
19.000 1.1139 0.21908 0.21425 -0.1053 0.0573 1.0000
19.250 1.1260 0.22177 0.21701 -0.1053 0.0588 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 529 AIRFOIL (goe529-il)