GOE 533 AIRFOIL (goe533-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 533 AIRFOIL (goe533-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.45 at α=1.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe533-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe533-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 533 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2452 0.11470 0.10788 -0.0314 1.0000 0.2348
-9.250 -0.2380 0.11216 0.10540 -0.0306 1.0000 0.2438
-9.000 -0.2635 0.11274 0.10620 -0.0309 1.0000 0.2492
-8.750 -0.2330 0.10731 0.10076 -0.0291 1.0000 0.2591
-8.500 -0.2696 0.10933 0.10303 -0.0285 1.0000 0.2659
-8.250 -0.2340 0.10328 0.09697 -0.0267 1.0000 0.2759
-8.000 -0.2702 0.10503 0.09898 -0.0244 1.0000 0.2830
-7.750 -0.2459 0.10053 0.09452 -0.0222 1.0000 0.2947
-7.500 -0.2835 0.10228 0.09654 -0.0175 1.0000 0.2995
-7.250 -0.3282 0.10462 0.09911 -0.0118 1.0000 0.3004
-7.000 -0.3081 0.10097 0.09550 -0.0090 1.0000 0.3115
-6.750 -0.3452 0.10251 0.09721 -0.0047 1.0000 0.3162
-6.500 -0.3526 0.10101 0.09580 -0.0018 1.0000 0.3230
-6.250 -0.3735 0.10116 0.09606 0.0018 1.0000 0.3329
-6.000 -0.3660 0.09880 0.09375 0.0028 0.9982 0.3453
-5.750 -0.3598 0.09713 0.09209 -0.0004 0.9871 0.3685
-5.500 -0.3318 0.09341 0.08837 -0.0034 0.9779 0.3902
-5.250 -0.2966 0.09004 0.08496 -0.0066 0.9691 0.4173
-5.000 -0.2960 0.08857 0.08354 -0.0076 0.9572 0.4402
-4.750 -0.2528 0.08442 0.07934 -0.0095 0.9486 0.4658
-4.500 -0.2207 0.08129 0.07618 -0.0121 0.9399 0.4995
-4.250 -0.2322 0.05714 0.05048 -0.0738 0.9242 0.1957
-4.000 -0.1993 0.05235 0.04509 -0.0789 0.9146 0.1781
-3.750 -0.1509 0.04842 0.04075 -0.0847 0.9066 0.1700
-3.500 -0.1198 0.04587 0.03730 -0.0873 0.8961 0.1615
-3.250 -0.0767 0.04362 0.03468 -0.0908 0.8873 0.1593
-3.000 -0.0446 0.04224 0.03290 -0.0922 0.8767 0.1600
-2.750 -0.0099 0.04125 0.03143 -0.0937 0.8669 0.1624
-2.500 0.0310 0.03982 0.02989 -0.0960 0.8572 0.1661
-2.250 0.0557 0.03932 0.02927 -0.0958 0.8464 0.1696
-2.000 0.1073 0.03835 0.02800 -0.0989 0.8380 0.1795
-1.750 0.1224 0.03818 0.02799 -0.0973 0.8261 0.1888
-1.500 0.1560 0.03773 0.02753 -0.0980 0.8166 0.2055
-1.250 0.1911 0.03708 0.02705 -0.0991 0.8066 0.2417
-1.000 0.2064 0.03555 0.02772 -0.0959 0.7976 0.6134
-0.750 0.2069 0.03558 0.02812 -0.0874 0.7891 0.7901
-0.500 0.2353 0.03559 0.02834 -0.0860 0.7781 1.0000
-0.250 0.2917 0.03577 0.02799 -0.0909 0.7695 1.0000
0.000 0.3001 0.03710 0.02908 -0.0902 0.7572 1.0000
0.250 0.3328 0.03792 0.02957 -0.0920 0.7477 1.0000
0.500 0.3607 0.03883 0.03022 -0.0931 0.7377 1.0000
0.750 0.3757 0.04024 0.03142 -0.0928 0.7278 1.0000
1.000 0.4124 0.04092 0.03187 -0.0944 0.7192 1.0000
1.250 0.4166 0.04278 0.03358 -0.0930 0.7091 1.0000
1.500 0.4543 0.04347 0.03407 -0.0946 0.7014 1.0000
1.750 0.4519 0.04574 0.03623 -0.0928 0.6925 1.0000
2.000 0.4811 0.04679 0.03713 -0.0936 0.6848 1.0000
2.250 0.4864 0.04888 0.03912 -0.0925 0.6771 1.0000
2.500 0.4969 0.05079 0.04094 -0.0920 0.6700 1.0000
2.750 0.5373 0.05164 0.04165 -0.0935 0.6640 1.0000
3.000 0.5172 0.05487 0.04485 -0.0911 0.6579 1.0000
3.250 0.5306 0.05680 0.04670 -0.0910 0.6521 1.0000
3.500 0.5657 0.05807 0.04788 -0.0920 0.6462 1.0000
3.750 0.5533 0.06124 0.05103 -0.0907 0.6436 1.0000
4.000 0.5510 0.06398 0.05374 -0.0900 0.6408 1.0000
4.250 0.5536 0.06673 0.05646 -0.0898 0.6403 1.0000
4.500 0.5575 0.06957 0.05929 -0.0899 0.6415 1.0000
4.750 0.5644 0.07243 0.06213 -0.0902 0.6434 1.0000
5.000 0.5785 0.07538 0.06507 -0.0911 0.6458 1.0000
5.750 0.6344 0.08089 0.07051 -0.0905 0.6111 1.0000
6.000 0.6327 0.08403 0.07368 -0.0904 0.6105 1.0000
6.250 0.6424 0.08735 0.07702 -0.0911 0.6113 1.0000
6.500 0.6717 0.08677 0.07639 -0.0889 0.5748 1.0000
6.750 0.6718 0.09032 0.07997 -0.0892 0.5747 1.0000
7.000 0.6868 0.09410 0.08380 -0.0905 0.5765 1.0000
7.250 0.7006 0.09574 0.08545 -0.0896 0.5588 1.0000
7.500 0.7156 0.09739 0.08711 -0.0888 0.5415 1.0000
7.750 0.7407 0.09899 0.08873 -0.0884 0.5259 1.0000
8.000 0.6794 0.11041 0.10031 -0.0938 0.5945 1.0000
8.250 0.6614 0.11199 0.10191 -0.0924 0.5851 1.0000
8.500 0.7015 0.11649 0.10644 -0.0943 0.5769 1.0000
8.750 0.6821 0.11773 0.10770 -0.0930 0.5670 1.0000
9.000 0.7175 0.12205 0.11207 -0.0945 0.5600 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 533 AIRFOIL (goe533-il)