GOE 535 AIRFOIL (goe535-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 535 AIRFOIL (goe535-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.15 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe535-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe535-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 535 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 -0.1859 0.12530 0.11844 -0.0260 1.0000 0.2415
-9.250 -0.2009 0.12558 0.11885 -0.0242 1.0000 0.2479
-9.000 -0.2435 0.12937 0.12285 -0.0218 1.0000 0.2503
-8.750 -0.2147 0.12280 0.11633 -0.0198 1.0000 0.2543
-8.500 -0.2145 0.12134 0.11497 -0.0171 1.0000 0.2600
-8.250 -0.2332 0.12192 0.11568 -0.0143 1.0000 0.2660
-8.000 -0.2765 0.12526 0.11921 -0.0114 1.0000 0.2690
-7.750 -0.2620 0.12095 0.11498 -0.0093 1.0000 0.2730
-7.500 -0.2616 0.11957 0.11368 -0.0068 1.0000 0.2788
-7.250 -0.2814 0.12016 0.11439 -0.0044 1.0000 0.2852
-7.000 -0.3288 0.12345 0.11785 -0.0018 1.0000 0.2883
-6.750 -0.2633 0.11564 0.10997 -0.0069 0.9923 0.2986
-6.500 -0.2626 0.11465 0.10901 -0.0130 0.9800 0.3093
-6.250 -0.2159 0.10977 0.10408 -0.0175 0.9687 0.3232
-6.000 -0.1909 0.10623 0.10054 -0.0217 0.9564 0.3335
-5.750 -0.2051 0.10733 0.10169 -0.0238 0.9409 0.3465
-5.500 -0.1367 0.10004 0.09432 -0.0303 0.9336 0.3594
-5.250 -0.1672 0.10149 0.09587 -0.0302 0.9168 0.3685
-5.000 -0.1135 0.09574 0.09006 -0.0331 0.9051 0.3812
-4.750 -0.1402 0.09651 0.09091 -0.0324 0.8892 0.3898
-4.500 -0.0861 0.09126 0.08558 -0.0366 0.8805 0.4041
-4.250 -0.1095 0.09142 0.08581 -0.0354 0.8642 0.4115
-4.000 -0.1158 0.06139 0.05460 -0.0914 0.8552 0.2132
-3.750 -0.0800 0.05591 0.04862 -0.0992 0.8439 0.2123
-3.500 -0.0464 0.05274 0.04520 -0.1032 0.8331 0.2148
-3.250 -0.0119 0.05129 0.04370 -0.1051 0.8223 0.2205
-3.000 0.0181 0.04904 0.04104 -0.1082 0.8110 0.2250
-2.750 0.0652 0.04635 0.03773 -0.1131 0.8015 0.2329
-2.500 0.0837 0.04620 0.03761 -0.1124 0.7898 0.2389
-2.250 0.1279 0.04475 0.03569 -0.1155 0.7808 0.2504
-2.000 0.1430 0.04501 0.03610 -0.1141 0.7696 0.2574
-1.750 0.1829 0.04425 0.03517 -0.1159 0.7605 0.2722
-1.500 0.1993 0.04476 0.03571 -0.1147 0.7504 0.2835
-1.250 0.2258 0.04491 0.03593 -0.1145 0.7410 0.3010
-1.000 0.2587 0.04500 0.03603 -0.1149 0.7330 0.3283
-0.750 0.2636 0.04632 0.03748 -0.1125 0.7223 0.3490
-0.500 0.3065 0.04650 0.03803 -0.1119 0.7160 0.4164
-0.250 0.2891 0.04896 0.04058 -0.1076 0.7055 0.4378
0.000 0.3075 0.04999 0.04178 -0.1043 0.6980 0.5052
0.250 0.3233 0.05101 0.04277 -0.1016 0.6910 0.5559
0.500 0.3151 0.05299 0.04476 -0.0985 0.6825 0.5774
0.750 0.3409 0.05322 0.04496 -0.0969 0.6759 0.6171
1.000 0.3487 0.05448 0.04620 -0.0948 0.6690 0.6415
1.250 0.3447 0.05636 0.04807 -0.0926 0.6617 0.6598
1.500 0.3636 0.05684 0.04857 -0.0904 0.6555 0.6989
1.750 0.3804 0.05747 0.04923 -0.0882 0.6496 0.7377
2.000 0.3679 0.06000 0.05177 -0.0863 0.6435 0.7531
2.250 0.3774 0.06123 0.05305 -0.0849 0.6378 0.7801
2.500 0.4329 0.06054 0.05230 -0.0860 0.6305 0.8198
2.750 0.4113 0.06397 0.05580 -0.0849 0.6258 0.8306
3.000 0.4163 0.06618 0.05811 -0.0854 0.6211 0.8523
3.250 0.4575 0.06735 0.05943 -0.0890 0.6135 0.9052
3.500 0.3116 0.07989 0.07226 -0.0884 0.7543 0.8476
3.750 0.3397 0.08101 0.07361 -0.0911 0.7391 0.9607
4.000 0.3510 0.08318 0.07564 -0.0917 0.7313 1.0000
4.250 0.3875 0.08599 0.07826 -0.0953 0.7176 1.0000
4.500 0.3954 0.08799 0.08017 -0.0959 0.7079 1.0000
4.750 0.4411 0.09165 0.08363 -0.1003 0.6953 1.0000
5.000 0.4379 0.09300 0.08492 -0.0995 0.6840 1.0000
5.250 0.4883 0.09736 0.08908 -0.1040 0.6736 1.0000
5.500 0.4780 0.09821 0.08990 -0.1024 0.6609 1.0000
5.750 0.5291 0.10302 0.09452 -0.1066 0.6522 1.0000
6.000 0.5129 0.10356 0.09504 -0.1046 0.6397 1.0000
6.250 0.5647 0.10860 0.09990 -0.1083 0.6310 1.0000
6.500 0.5447 0.10894 0.10024 -0.1062 0.6186 1.0000
6.750 0.5857 0.11331 0.10447 -0.1087 0.6109 1.0000
7.000 0.5720 0.11444 0.10559 -0.1073 0.6000 1.0000
7.250 0.6075 0.11826 0.10929 -0.1091 0.5909 1.0000
7.500 0.5997 0.12007 0.11107 -0.1083 0.5818 1.0000
7.750 0.6208 0.12298 0.11392 -0.1091 0.5725 1.0000
8.000 0.6558 0.12821 0.11905 -0.1110 0.5679 1.0000
8.250 0.6377 0.12815 0.11900 -0.1095 0.5550 1.0000
8.500 0.6765 0.13298 0.12375 -0.1111 0.5489 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 535 AIRFOIL (goe535-il)