GOE 547 AIRFOIL (goe547-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 547 AIRFOIL (goe547-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.92 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe547-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe547-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 547 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3645 0.10838 0.10166 -0.0268 1.0000 0.2570
-8.000 -0.3607 0.10525 0.09858 -0.0249 1.0000 0.2649
-7.750 -0.3791 0.10486 0.09832 -0.0225 1.0000 0.2729
-7.500 -0.3712 0.10146 0.09493 -0.0204 1.0000 0.2827
-7.250 -0.4011 0.10191 0.09556 -0.0172 1.0000 0.2890
-7.000 -0.3878 0.09804 0.09170 -0.0152 1.0000 0.2991
-6.750 -0.4259 0.09897 0.09282 -0.0110 1.0000 0.3047
-6.500 -0.4095 0.09486 0.08871 -0.0093 1.0000 0.3149
-6.250 -0.4574 0.09627 0.09033 -0.0059 1.0000 0.3209
-6.000 -0.4361 0.09190 0.08594 -0.0030 1.0000 0.3320
-5.750 -0.4467 0.08988 0.08402 -0.0006 1.0000 0.3409
-5.250 -0.4723 0.08686 0.08116 0.0033 1.0000 0.3668
-5.000 -0.4634 0.08361 0.07793 0.0066 1.0000 0.3775
-4.750 -0.4672 0.08140 0.07579 0.0090 1.0000 0.3924
-4.500 -0.4838 0.08028 0.07475 0.0097 1.0000 0.4141
-4.250 -0.4759 0.07719 0.07169 0.0142 1.0000 0.4326
-4.000 -0.4074 0.05495 0.04795 -0.0388 1.0000 0.1959
-3.750 -0.3813 0.04942 0.04196 -0.0424 1.0000 0.1773
-3.500 -0.3518 0.04428 0.03603 -0.0461 1.0000 0.1639
-3.250 -0.3278 0.04116 0.03242 -0.0471 1.0000 0.1592
-3.000 -0.3029 0.03847 0.02911 -0.0478 1.0000 0.1566
-2.750 -0.2808 0.03684 0.02715 -0.0476 1.0000 0.1592
-2.500 -0.2583 0.03548 0.02539 -0.0474 1.0000 0.1634
-2.250 -0.2349 0.03417 0.02359 -0.0470 1.0000 0.1664
-2.000 -0.2132 0.03309 0.02236 -0.0465 1.0000 0.1702
-1.750 -0.1907 0.03232 0.02142 -0.0460 1.0000 0.1766
-1.500 -0.1692 0.03168 0.02065 -0.0453 1.0000 0.1868
-1.250 -0.1485 0.03121 0.02017 -0.0445 1.0000 0.2048
-1.000 -0.1235 0.03074 0.01966 -0.0442 1.0000 0.2322
-0.750 -0.0960 0.02996 0.01931 -0.0444 1.0000 0.3127
-0.500 -0.0746 0.02801 0.01963 -0.0413 1.0000 0.7057
-0.250 -0.0480 0.02748 0.01907 -0.0423 1.0000 1.0000
0.000 -0.0267 0.02810 0.01924 -0.0424 1.0000 1.0000
0.250 -0.0063 0.02875 0.01952 -0.0422 1.0000 1.0000
0.500 0.0135 0.02943 0.01990 -0.0420 1.0000 1.0000
0.750 0.0330 0.03014 0.02036 -0.0418 1.0000 1.0000
1.000 0.0522 0.03088 0.02088 -0.0416 1.0000 1.0000
1.250 0.0711 0.03166 0.02145 -0.0413 1.0000 1.0000
1.500 0.0897 0.03247 0.02208 -0.0411 1.0000 1.0000
1.750 0.1081 0.03331 0.02278 -0.0409 1.0000 1.0000
2.000 0.1263 0.03419 0.02353 -0.0407 1.0000 1.0000
2.250 0.1442 0.03511 0.02433 -0.0405 1.0000 1.0000
2.500 0.1618 0.03607 0.02519 -0.0403 1.0000 1.0000
2.750 0.2299 0.03894 0.02793 -0.0496 0.9738 1.0000
3.000 0.2725 0.04059 0.02951 -0.0538 0.9556 1.0000
3.250 0.3088 0.04195 0.03083 -0.0568 0.9388 1.0000
3.500 0.3478 0.04335 0.03221 -0.0600 0.9209 1.0000
3.750 0.3951 0.04489 0.03374 -0.0641 0.9017 1.0000
4.000 0.4230 0.04583 0.03470 -0.0652 0.8834 1.0000
4.250 0.4557 0.04686 0.03577 -0.0668 0.8644 1.0000
4.500 0.4947 0.04790 0.03687 -0.0692 0.8453 1.0000
5.000 0.5615 0.04974 0.03888 -0.0719 0.8079 1.0000
5.250 0.5919 0.05056 0.03980 -0.0726 0.7887 1.0000
5.500 0.6292 0.05125 0.04061 -0.0740 0.7702 1.0000
5.750 0.6710 0.05176 0.04130 -0.0758 0.7527 1.0000
6.000 0.6885 0.05266 0.04232 -0.0747 0.7318 1.0000
6.250 0.7209 0.05317 0.04299 -0.0751 0.7124 1.0000
6.500 0.7627 0.05322 0.04327 -0.0761 0.6943 1.0000
6.750 0.7844 0.05386 0.04407 -0.0751 0.6725 1.0000
7.000 0.8287 0.05296 0.04343 -0.0752 0.6514 1.0000
7.250 0.8734 0.05135 0.04211 -0.0744 0.6286 1.0000
7.500 0.9388 0.04725 0.03839 -0.0737 0.6069 1.0000
7.750 1.0479 0.04004 0.03184 -0.0766 0.5883 1.0000
8.000 1.1025 0.03652 0.02865 -0.0755 0.5530 1.0000
8.250 1.1545 0.03252 0.02478 -0.0734 0.5008 1.0000
8.500 1.1722 0.03175 0.02385 -0.0691 0.4474 1.0000
8.750 1.1818 0.03212 0.02376 -0.0644 0.3851 1.0000
9.000 1.1851 0.03370 0.02473 -0.0597 0.3234 1.0000
9.250 1.1807 0.03555 0.02608 -0.0546 0.2742 1.0000
9.500 1.1716 0.03743 0.02774 -0.0495 0.2359 1.0000
9.750 1.1677 0.03951 0.02946 -0.0454 0.1998 1.0000
10.000 1.1691 0.04181 0.03160 -0.0421 0.1673 1.0000
10.250 1.1905 0.04462 0.03409 -0.0409 0.1365 1.0000
10.500 1.2423 0.04889 0.03830 -0.0436 0.1140 1.0000
10.750 1.2845 0.05351 0.04303 -0.0460 0.1033 1.0000
11.000 1.2845 0.05628 0.04633 -0.0424 0.0997 1.0000
11.250 1.2898 0.05949 0.04989 -0.0399 0.0961 1.0000
11.500 1.2978 0.06320 0.05387 -0.0380 0.0940 1.0000
11.750 1.3038 0.06727 0.05819 -0.0362 0.0924 1.0000
12.000 1.2986 0.07118 0.06239 -0.0333 0.0919 1.0000
12.250 1.2837 0.07478 0.06631 -0.0299 0.0919 1.0000
12.500 1.1091 0.07507 0.06773 -0.0173 0.0986 1.0000
12.750 1.0767 0.08079 0.07371 -0.0165 0.0996 1.0000
13.000 1.0434 0.08703 0.08018 -0.0167 0.1010 1.0000
13.250 1.0112 0.09363 0.08693 -0.0179 0.1023 1.0000
13.500 0.9820 0.10037 0.09381 -0.0198 0.1036 1.0000
13.750 1.0636 0.11114 0.10423 -0.0300 0.1015 1.0000
14.000 1.0124 0.12484 0.11800 -0.0388 0.1066 1.0000
14.250 1.0241 0.12818 0.12136 -0.0380 0.1047 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 547 AIRFOIL (goe547-il)