GOE 549 AIRFOIL (goe549-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 549 AIRFOIL (goe549-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.63 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe549-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe549-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 549 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2506 0.11920 0.11271 -0.0377 1.0000 0.2167
-9.500 -0.2390 0.11597 0.10954 -0.0362 1.0000 0.2247
-9.250 -0.2668 0.11710 0.11088 -0.0356 1.0000 0.2300
-9.000 -0.2452 0.11225 0.10605 -0.0334 1.0000 0.2378
-8.750 -0.2667 0.11257 0.10656 -0.0310 1.0000 0.2446
-8.500 -0.2766 0.11100 0.10513 -0.0282 1.0000 0.2490
-8.250 -0.2796 0.10961 0.10385 -0.0247 1.0000 0.2564
-8.000 -0.3139 0.11113 0.10558 -0.0207 1.0000 0.2607
-7.750 -0.3503 0.11274 0.10739 -0.0168 1.0000 0.2617
-7.500 -0.3353 0.10921 0.10389 -0.0139 1.0000 0.2699
-7.250 -0.3625 0.10987 0.10469 -0.0107 1.0000 0.2756
-7.000 -0.4033 0.11137 0.10636 -0.0075 1.0000 0.2778
-6.500 -0.3769 0.10483 0.09985 -0.0075 0.9944 0.3004
-5.750 -0.3400 0.09623 0.09127 -0.0142 0.9691 0.3495
-5.500 -0.3277 0.09379 0.08882 -0.0155 0.9609 0.3721
-5.250 -0.3399 0.09275 0.08785 -0.0151 0.9512 0.3919
-5.000 -0.3004 0.08859 0.08363 -0.0162 0.9455 0.4198
-4.750 -0.3225 0.08828 0.08340 -0.0141 0.9356 0.4412
-4.500 -0.2797 0.08377 0.07883 -0.0155 0.9300 0.4647
-4.250 -0.2830 0.08226 0.07736 -0.0127 0.9216 0.4848
-4.000 -0.2646 0.05648 0.04946 -0.0697 0.9153 0.1661
-3.750 -0.2435 0.05255 0.04456 -0.0714 0.9086 0.1523
-3.500 -0.2123 0.04989 0.04162 -0.0732 0.9020 0.1503
-3.250 -0.1863 0.04804 0.03927 -0.0741 0.8954 0.1506
-3.000 -0.1587 0.04647 0.03724 -0.0749 0.8881 0.1510
-2.750 -0.1253 0.04507 0.03537 -0.0762 0.8815 0.1511
-2.500 -0.1036 0.04425 0.03417 -0.0757 0.8742 0.1521
-2.250 -0.0640 0.04316 0.03295 -0.0778 0.8673 0.1563
-2.000 -0.0498 0.04292 0.03262 -0.0763 0.8597 0.1627
-1.750 -0.0062 0.04231 0.03187 -0.0788 0.8525 0.1737
-1.500 0.0051 0.04232 0.03177 -0.0767 0.8446 0.1811
-1.250 0.0483 0.04187 0.03138 -0.0790 0.8372 0.2037
-1.000 0.0625 0.04181 0.03151 -0.0776 0.8291 0.2363
-0.750 0.1215 0.03879 0.03142 -0.0797 0.8217 1.0000
-0.500 0.1319 0.03972 0.03195 -0.0783 0.8132 1.0000
-0.250 0.1764 0.04056 0.03226 -0.0813 0.8047 1.0000
0.000 0.1782 0.04160 0.03308 -0.0788 0.7960 1.0000
0.250 0.2151 0.04253 0.03363 -0.0807 0.7875 1.0000
0.500 0.2233 0.04363 0.03452 -0.0791 0.7786 1.0000
0.750 0.2515 0.04468 0.03531 -0.0799 0.7703 1.0000
1.000 0.2673 0.04580 0.03624 -0.0792 0.7614 1.0000
1.250 0.2870 0.04699 0.03723 -0.0790 0.7528 1.0000
1.500 0.3116 0.04810 0.03815 -0.0793 0.7442 1.0000
1.750 0.3224 0.04949 0.03941 -0.0782 0.7357 1.0000
2.000 0.3581 0.05050 0.04022 -0.0796 0.7270 1.0000
2.250 0.3567 0.05221 0.04186 -0.0775 0.7190 1.0000
2.500 0.3956 0.05322 0.04270 -0.0791 0.7103 1.0000
2.750 0.3889 0.05518 0.04461 -0.0768 0.7032 1.0000
3.000 0.4250 0.05631 0.04560 -0.0781 0.6947 1.0000
3.250 0.4184 0.05842 0.04767 -0.0760 0.6881 1.0000
3.500 0.4550 0.05961 0.04874 -0.0772 0.6794 1.0000
3.750 0.4459 0.06200 0.05112 -0.0753 0.6749 1.0000
4.000 0.4613 0.06381 0.05286 -0.0751 0.6684 1.0000
4.250 0.4780 0.06572 0.05472 -0.0751 0.6622 1.0000
4.500 0.4781 0.06825 0.05723 -0.0743 0.6609 1.0000
4.750 0.4818 0.07083 0.05979 -0.0740 0.6610 1.0000
5.000 0.4950 0.07361 0.06255 -0.0747 0.6637 1.0000
5.250 0.4105 0.07998 0.06912 -0.0729 0.7593 1.0000
5.500 0.4179 0.08156 0.07067 -0.0721 0.7489 1.0000
5.750 0.4516 0.08499 0.07404 -0.0744 0.7413 1.0000
6.000 0.4562 0.08606 0.07511 -0.0731 0.7290 1.0000
6.250 0.4651 0.08787 0.07690 -0.0725 0.7185 1.0000
6.500 0.4998 0.09142 0.08041 -0.0748 0.7106 1.0000
6.750 0.5006 0.09243 0.08143 -0.0733 0.6987 1.0000
7.000 0.5095 0.09446 0.08346 -0.0729 0.6894 1.0000
7.250 0.5418 0.09782 0.08682 -0.0747 0.6806 1.0000
7.500 0.5401 0.09895 0.08797 -0.0732 0.6693 1.0000
7.750 0.5648 0.10236 0.09138 -0.0745 0.6638 1.0000
8.000 0.5689 0.10375 0.09279 -0.0736 0.6524 1.0000
8.250 0.5779 0.10615 0.09522 -0.0735 0.6449 1.0000
8.500 0.5984 0.10878 0.09788 -0.0741 0.6354 1.0000
8.750 0.6008 0.11089 0.10001 -0.0736 0.6285 1.0000
9.000 0.6196 0.11356 0.10273 -0.0742 0.6201 1.0000
9.250 0.6251 0.11595 0.10515 -0.0739 0.6135 1.0000
9.500 0.6415 0.11845 0.10772 -0.0743 0.6043 1.0000
9.750 0.6522 0.12142 0.11073 -0.0746 0.5993 1.0000
10.000 0.6580 0.12327 0.11263 -0.0744 0.5901 1.0000
10.250 0.6916 0.12809 0.11752 -0.0762 0.5855 1.0000
10.500 0.6769 0.12830 0.11777 -0.0747 0.5756 1.0000
10.750 0.7062 0.13259 0.12217 -0.0762 0.5702 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 549 AIRFOIL (goe549-il)