GOE 529 AIRFOIL (goe529-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 529 AIRFOIL (goe529-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.94 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe529-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe529-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2675 0.12917 0.12216 -0.0346 1.0000 0.1203
-10.250 -0.2751 0.12941 0.12251 -0.0361 1.0000 0.1222
-10.000 -0.2864 0.13023 0.12347 -0.0375 1.0000 0.1228
-9.750 -0.2568 0.12069 0.11388 -0.0353 1.0000 0.1271
-9.500 -0.2519 0.11793 0.11118 -0.0350 1.0000 0.1319
-9.250 -0.2562 0.11691 0.11027 -0.0354 1.0000 0.1361
-9.000 -0.2704 0.11764 0.11117 -0.0361 1.0000 0.1377
-8.750 -0.2564 0.11199 0.10556 -0.0348 1.0000 0.1410
-8.500 -0.2506 0.10893 0.10257 -0.0336 1.0000 0.1465
-8.250 -0.2579 0.10787 0.10165 -0.0327 1.0000 0.1504
-8.000 -0.2773 0.10842 0.10239 -0.0311 1.0000 0.1524
-7.750 -0.3020 0.10929 0.10347 -0.0281 1.0000 0.1529
-7.500 -0.3274 0.11009 0.10447 -0.0251 1.0000 0.1532
-7.250 -0.3010 0.10296 0.09732 -0.0227 1.0000 0.1587
-7.000 -0.3185 0.10256 0.09707 -0.0189 1.0000 0.1607
-6.750 -0.3387 0.10243 0.09708 -0.0155 1.0000 0.1626
-6.500 -0.3575 0.10220 0.09697 -0.0132 1.0000 0.1648
-6.250 -0.3771 0.10228 0.09716 -0.0127 1.0000 0.1670
-6.000 -0.3956 0.10293 0.09788 -0.0156 1.0000 0.1685
-5.750 -0.3928 0.09848 0.09350 -0.0107 1.0000 0.1714
-5.500 -0.3946 0.09624 0.09130 -0.0085 1.0000 0.1760
-5.250 -0.4005 0.09523 0.09030 -0.0113 1.0000 0.1824
-5.000 -0.4014 0.09233 0.08746 -0.0109 1.0000 0.1863
-4.750 -0.4001 0.08996 0.08510 -0.0093 1.0000 0.1941
-4.500 -0.3894 0.08695 0.08207 -0.0123 0.9974 0.2031
-4.250 -0.3616 0.08320 0.07826 -0.0178 0.9889 0.2186
-4.000 -0.3338 0.07962 0.07462 -0.0228 0.9804 0.2350
-3.750 -0.3001 0.07659 0.07144 -0.0312 0.9712 0.2603
-3.500 -0.2833 0.07319 0.06806 -0.0309 0.9628 0.2787
-3.250 -0.2588 0.07017 0.06500 -0.0328 0.9547 0.3117
-3.000 -0.2411 0.06778 0.06258 -0.0342 0.9456 0.3531
-2.750 -0.2262 0.06500 0.05985 -0.0321 0.9376 0.3912
-2.500 -0.2172 0.06255 0.05746 -0.0286 0.9293 0.4476
-1.750 -0.2053 0.05595 0.05108 -0.0119 0.9053 0.6094
-1.500 -0.1920 0.05359 0.04875 -0.0083 0.8975 0.6555
-1.250 0.1020 0.04770 0.03953 -0.0861 0.8822 0.2101
-1.000 0.1343 0.04629 0.03761 -0.0877 0.8724 0.1951
-0.750 0.1809 0.04486 0.03545 -0.0909 0.8641 0.1830
-0.500 0.2119 0.04394 0.03422 -0.0919 0.8541 0.1818
-0.250 0.2412 0.04338 0.03339 -0.0927 0.8444 0.1866
0.000 0.2865 0.04265 0.03230 -0.0953 0.8360 0.1967
0.250 0.3045 0.04258 0.03208 -0.0943 0.8253 0.2027
0.500 0.3388 0.04242 0.03170 -0.0956 0.8158 0.2225
0.750 0.3817 0.04190 0.03108 -0.0978 0.8068 0.2624
1.000 0.4013 0.04200 0.03138 -0.0972 0.7965 0.3137
1.250 0.4546 0.03966 0.03052 -0.1003 0.7890 1.0000
1.500 0.4701 0.04082 0.03126 -0.0991 0.7782 1.0000
1.750 0.4876 0.04201 0.03217 -0.0982 0.7677 1.0000
2.000 0.5277 0.04271 0.03256 -0.0999 0.7592 1.0000
2.250 0.5353 0.04415 0.03388 -0.0982 0.7482 1.0000
2.500 0.5507 0.04552 0.03510 -0.0973 0.7382 1.0000
2.750 0.5933 0.04607 0.03548 -0.0991 0.7296 1.0000
3.000 0.5934 0.04790 0.03725 -0.0968 0.7186 1.0000
3.250 0.6085 0.04938 0.03865 -0.0960 0.7089 1.0000
3.500 0.6473 0.05001 0.03917 -0.0972 0.7001 1.0000
3.750 0.6448 0.05215 0.04128 -0.0950 0.6894 1.0000
4.000 0.6618 0.05365 0.04272 -0.0944 0.6797 1.0000
4.250 0.6954 0.05447 0.04351 -0.0949 0.6705 1.0000
4.500 0.6907 0.05695 0.04597 -0.0929 0.6604 1.0000
4.750 0.7129 0.05835 0.04735 -0.0928 0.6512 1.0000
5.000 0.7263 0.06016 0.04916 -0.0921 0.6421 1.0000
5.250 0.7302 0.06251 0.05151 -0.0910 0.6330 1.0000
5.500 0.7651 0.06341 0.05244 -0.0915 0.6246 1.0000
5.750 0.7503 0.06682 0.05586 -0.0897 0.6162 1.0000
6.000 0.7862 0.06777 0.05683 -0.0902 0.6078 1.0000
6.250 0.7667 0.07166 0.06075 -0.0887 0.6014 1.0000
6.500 0.7920 0.07336 0.06248 -0.0889 0.5946 1.0000
6.750 0.7848 0.07678 0.06594 -0.0881 0.5892 1.0000
7.000 0.7812 0.08014 0.06934 -0.0877 0.5856 1.0000
7.250 0.7788 0.08388 0.07313 -0.0879 0.5871 1.0000
7.500 0.7820 0.08760 0.07693 -0.0884 0.5902 1.0000
7.750 0.7979 0.09114 0.08055 -0.0896 0.5930 1.0000
8.000 0.7087 0.09951 0.08897 -0.0909 0.6749 1.0000
8.250 0.7310 0.10292 0.09243 -0.0921 0.6684 1.0000
8.500 0.7408 0.10505 0.09465 -0.0917 0.6564 1.0000
8.750 0.7420 0.10732 0.09698 -0.0910 0.6470 1.0000
9.000 0.7675 0.11090 0.10064 -0.0922 0.6381 1.0000
9.250 0.7846 0.11360 0.10342 -0.0923 0.6232 1.0000
9.500 0.7979 0.11608 0.10598 -0.0921 0.6077 1.0000
9.750 0.8123 0.11872 0.10874 -0.0920 0.5924 1.0000
10.000 0.8315 0.12175 0.11188 -0.0923 0.5777 1.0000
10.250 0.8209 0.12350 0.11370 -0.0912 0.5661 1.0000
10.500 0.8248 0.12646 0.11675 -0.0912 0.5546 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 529 AIRFOIL (goe529-il)