GOE 54 AIRFOIL (goe54-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 54 AIRFOIL (goe54-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.77 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe54-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe54-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 54 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.5701 0.12307 0.11641 0.0411 1.0000 0.1059
-8.750 -0.5730 0.12156 0.11498 0.0371 1.0000 0.1084
-8.500 -0.5787 0.12064 0.11416 0.0309 1.0000 0.1092
-8.250 -0.5536 0.11250 0.10601 0.0371 1.0000 0.1153
-8.000 -0.5498 0.10962 0.10318 0.0349 1.0000 0.1203
-7.750 -0.5513 0.10830 0.10194 0.0264 1.0000 0.1233
-7.500 -0.5377 0.10243 0.09613 0.0309 1.0000 0.1283
-7.250 -0.5295 0.09934 0.09308 0.0274 1.0000 0.1363
-7.000 -0.5208 0.09538 0.08916 0.0241 1.0000 0.1419
-6.750 -0.5094 0.09227 0.08607 0.0206 1.0000 0.1531
-6.250 -0.4854 0.08447 0.07835 0.0155 1.0000 0.1728
-6.000 -0.4704 0.08131 0.07517 0.0108 1.0000 0.1876
-5.750 -0.4564 0.07759 0.07149 0.0098 1.0000 0.2038
-5.500 -0.4438 0.07363 0.06761 0.0111 1.0000 0.2214
-5.250 -0.4310 0.07015 0.06422 0.0131 1.0000 0.2429
-5.000 -0.4182 0.06689 0.06104 0.0133 1.0000 0.2737
-4.750 -0.4079 0.06407 0.05832 0.0146 1.0000 0.3194
-4.500 -0.4019 0.06132 0.05575 0.0211 1.0000 0.3709
-4.250 -0.1536 0.04427 0.03850 0.0393 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1386 0.04193 0.03625 0.0376 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1233 0.03967 0.03409 0.0358 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1076 0.03747 0.03200 0.0340 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0915 0.03535 0.02999 0.0321 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0748 0.03329 0.02808 0.0300 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1073 0.03353 0.02851 0.0389 1.0000 0.9749
-2.500 -0.1524 0.03403 0.02925 0.0490 1.0000 0.9339
-2.250 -0.1951 0.03408 0.02956 0.0568 1.0000 0.8933
-2.000 -0.2311 0.03342 0.02923 0.0613 1.0000 0.8477
-1.750 0.0032 0.02829 0.02178 -0.0335 0.9406 0.3310
-1.500 0.0686 0.02737 0.01961 -0.0387 0.8153 0.2654
-1.250 0.0968 0.02685 0.01840 -0.0368 0.7612 0.2431
-1.000 0.1268 0.02661 0.01750 -0.0355 0.7202 0.2233
-0.750 0.1569 0.02644 0.01678 -0.0344 0.6859 0.2061
-0.500 0.1865 0.02615 0.01613 -0.0334 0.6557 0.1937
-0.250 0.2163 0.02608 0.01567 -0.0324 0.6299 0.1834
0.000 0.2454 0.02584 0.01520 -0.0315 0.6056 0.1752
0.250 0.2740 0.02594 0.01496 -0.0303 0.5847 0.1696
0.500 0.3024 0.02584 0.01470 -0.0295 0.5654 0.1685
0.750 0.3306 0.02589 0.01464 -0.0288 0.5488 0.1682
1.000 0.3583 0.02604 0.01468 -0.0281 0.5342 0.1672
1.250 0.3870 0.02630 0.01489 -0.0278 0.5196 0.1663
1.500 0.4159 0.02671 0.01526 -0.0278 0.5060 0.1668
1.750 0.4450 0.02728 0.01581 -0.0280 0.4946 0.1689
2.000 0.4727 0.02779 0.01624 -0.0276 0.4846 0.1759
2.250 0.5023 0.02843 0.01707 -0.0282 0.4726 0.1935
2.500 0.5263 0.02738 0.01799 -0.0275 0.4627 1.0000
2.750 0.5531 0.02837 0.01868 -0.0267 0.4534 1.0000
3.000 0.5816 0.02968 0.01997 -0.0273 0.4416 1.0000
3.250 0.6086 0.03100 0.02120 -0.0274 0.4316 1.0000
3.500 0.6345 0.03209 0.02209 -0.0268 0.4218 1.0000
3.750 0.6617 0.03386 0.02395 -0.0280 0.4110 1.0000
4.000 0.6868 0.03517 0.02511 -0.0275 0.4024 1.0000
4.250 0.7128 0.03708 0.02713 -0.0286 0.3922 1.0000
4.500 0.7376 0.03917 0.02925 -0.0293 0.3851 1.0000
4.750 0.7622 0.04196 0.03222 -0.0313 0.3773 1.0000
5.000 0.7855 0.04352 0.03367 -0.0306 0.3708 1.0000
5.250 0.8067 0.04784 0.03837 -0.0349 0.3629 1.0000
5.500 0.8284 0.05022 0.04077 -0.0353 0.3579 1.0000
5.750 0.8485 0.05355 0.04418 -0.0366 0.3551 1.0000
6.000 0.8622 0.05991 0.05084 -0.0428 0.3567 1.0000
6.750 0.7854 0.09215 0.08365 -0.0861 0.5051 1.0000
7.000 0.7867 0.09508 0.08654 -0.0858 0.4938 1.0000
7.250 0.8162 0.09935 0.09086 -0.0859 0.4859 1.0000
7.500 0.8063 0.10142 0.09289 -0.0853 0.4729 1.0000
7.750 0.8079 0.10446 0.09592 -0.0851 0.4619 1.0000
8.000 0.8372 0.10913 0.10062 -0.0849 0.4522 1.0000
8.250 0.8286 0.11108 0.10256 -0.0846 0.4399 1.0000
8.500 0.8271 0.11423 0.10570 -0.0847 0.4305 1.0000
8.750 0.8550 0.11918 0.11073 -0.0843 0.4198 1.0000
9.000 0.8495 0.12127 0.11284 -0.0841 0.4068 1.0000
9.250 0.8436 0.12419 0.11575 -0.0844 0.3963 1.0000
9.500 0.8567 0.12842 0.12002 -0.0842 0.3856 1.0000
9.750 0.8851 0.13400 0.12569 -0.0833 0.3717 1.0000
10.000 0.8619 0.13481 0.12647 -0.0843 0.3604 1.0000
10.250 0.8635 0.13846 0.13015 -0.0846 0.3497 1.0000
10.500 0.8840 0.14390 0.13565 -0.0841 0.3387 1.0000
10.750 0.9041 0.14910 0.14096 -0.0833 0.3239 1.0000
11.000 0.8759 0.14939 0.14119 -0.0855 0.3156 1.0000
11.250 0.8923 0.15480 0.14665 -0.0853 0.3071 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 54 AIRFOIL (goe54-il)