GOE 550 AIRFOIL (goe550-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 550 AIRFOIL (goe550-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.62 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe550-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe550-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 550 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.3150 0.13862 0.13065 -0.0323 1.0000 0.2146
-11.500 -0.3189 0.13741 0.12949 -0.0329 1.0000 0.2208
-11.250 -0.3449 0.13968 0.13189 -0.0342 1.0000 0.2229
-11.000 -0.3055 0.13054 0.12266 -0.0328 1.0000 0.2289
-10.750 -0.3027 0.12820 0.12036 -0.0327 1.0000 0.2348
-10.500 -0.3227 0.12908 0.12135 -0.0335 1.0000 0.2389
-10.250 -0.3039 0.12326 0.11553 -0.0329 1.0000 0.2425
-10.000 -0.2935 0.12009 0.11237 -0.0322 1.0000 0.2497
-9.750 -0.3117 0.12036 0.11277 -0.0324 1.0000 0.2554
-9.500 -0.3011 0.11592 0.10835 -0.0318 1.0000 0.2589
-9.250 -0.2896 0.11255 0.10499 -0.0308 1.0000 0.2647
-9.000 -0.3021 0.11184 0.10439 -0.0302 1.0000 0.2714
-8.750 -0.3095 0.10967 0.10233 -0.0294 1.0000 0.2748
-8.500 -0.2921 0.10590 0.09854 -0.0279 1.0000 0.2835
-8.250 -0.3195 0.10648 0.09931 -0.0262 1.0000 0.2892
-8.000 -0.3071 0.10229 0.09514 -0.0249 1.0000 0.2937
-7.750 -0.3059 0.10015 0.09305 -0.0229 1.0000 0.3005
-7.500 -0.3397 0.10096 0.09407 -0.0196 1.0000 0.3057
-7.250 -0.3303 0.09735 0.09049 -0.0177 1.0000 0.3110
-7.000 -0.3394 0.09617 0.08939 -0.0147 1.0000 0.3194
-6.750 -0.3813 0.09726 0.09068 -0.0100 1.0000 0.3226
-6.500 -0.3608 0.09317 0.08658 -0.0085 1.0000 0.3319
-6.250 -0.3926 0.09336 0.08691 -0.0041 1.0000 0.3379
-6.000 -0.4406 0.09421 0.08795 -0.0018 1.0000 0.3405
-5.750 -0.4096 0.08969 0.08338 0.0016 1.0000 0.3512
-5.500 -0.4504 0.08967 0.08353 0.0025 1.0000 0.3580
-5.250 -0.4317 0.08634 0.08018 0.0064 1.0000 0.3689
-4.500 -0.4507 0.06681 0.06021 -0.0218 1.0000 0.2719
-4.250 -0.4386 0.06283 0.05614 -0.0235 1.0000 0.2682
-4.000 -0.4187 0.05774 0.05074 -0.0295 1.0000 0.2696
-3.750 -0.3937 0.05268 0.04526 -0.0360 1.0000 0.2745
-3.500 -0.3819 0.05190 0.04451 -0.0340 1.0000 0.2841
-3.250 -0.3587 0.04880 0.04109 -0.0375 1.0000 0.2931
-3.000 -0.3386 0.04707 0.03914 -0.0389 1.0000 0.3040
-2.750 -0.3216 0.04578 0.03778 -0.0389 1.0000 0.3134
-2.500 -0.2972 0.04390 0.03551 -0.0415 1.0000 0.3250
-2.250 -0.2564 0.04301 0.03436 -0.0459 0.9922 0.3392
-2.000 -0.2140 0.04246 0.03367 -0.0500 0.9818 0.3530
-1.750 -0.1748 0.04176 0.03277 -0.0537 0.9716 0.3661
-1.500 -0.1378 0.04122 0.03203 -0.0570 0.9609 0.3803
-1.250 -0.0994 0.04079 0.03132 -0.0605 0.9504 0.3941
-1.000 -0.0596 0.04075 0.03111 -0.0638 0.9397 0.4104
-0.750 -0.0245 0.04067 0.03093 -0.0661 0.9284 0.4248
-0.500 0.0056 0.04066 0.03088 -0.0675 0.9167 0.4387
-0.250 0.0401 0.04076 0.03089 -0.0696 0.9053 0.4541
0.000 0.0823 0.04094 0.03098 -0.0727 0.8938 0.4717
0.250 0.1104 0.04102 0.03101 -0.0736 0.8811 0.4860
0.500 0.1398 0.04121 0.03115 -0.0747 0.8684 0.5007
0.750 0.1760 0.04148 0.03133 -0.0768 0.8562 0.5166
1.000 0.2228 0.04169 0.03148 -0.0803 0.8445 0.5364
1.250 0.2495 0.04200 0.03179 -0.0809 0.8313 0.5521
1.500 0.2776 0.04238 0.03221 -0.0817 0.8182 0.5714
1.750 0.3119 0.04271 0.03263 -0.0832 0.8060 0.5977
2.000 0.3588 0.04265 0.03283 -0.0860 0.7950 0.6382
2.250 0.3765 0.04296 0.03349 -0.0851 0.7815 0.6909
2.500 0.4114 0.04281 0.03385 -0.0872 0.7678 1.0000
2.750 0.4469 0.04375 0.03439 -0.0893 0.7549 1.0000
3.000 0.4938 0.04424 0.03462 -0.0919 0.7444 1.0000
3.250 0.5063 0.04554 0.03582 -0.0907 0.7303 1.0000
3.500 0.5222 0.04687 0.03705 -0.0899 0.7174 1.0000
3.750 0.5498 0.04787 0.03797 -0.0902 0.7061 1.0000
4.000 0.5824 0.04862 0.03865 -0.0908 0.6953 1.0000
4.250 0.5864 0.05055 0.04056 -0.0892 0.6827 1.0000
4.500 0.6074 0.05191 0.04189 -0.0889 0.6726 1.0000
4.750 0.6339 0.05298 0.04294 -0.0891 0.6625 1.0000
5.000 0.6333 0.05539 0.04533 -0.0874 0.6515 1.0000
5.250 0.6750 0.05589 0.04586 -0.0886 0.6443 1.0000
5.500 0.6583 0.05927 0.04923 -0.0863 0.6339 1.0000
5.750 0.6965 0.05998 0.04995 -0.0870 0.6265 1.0000
6.000 0.6766 0.06376 0.05373 -0.0851 0.6183 1.0000
6.250 0.7134 0.06467 0.05471 -0.0858 0.6115 1.0000
6.500 0.6943 0.06856 0.05860 -0.0842 0.6050 1.0000
6.750 0.7023 0.07110 0.06117 -0.0839 0.5990 1.0000
7.000 0.7267 0.07294 0.06307 -0.0842 0.5929 1.0000
7.250 0.7116 0.07682 0.06697 -0.0833 0.5893 1.0000
7.500 0.7095 0.08014 0.07034 -0.0830 0.5865 1.0000
7.750 0.7137 0.08320 0.07346 -0.0830 0.5836 1.0000
8.000 0.7346 0.08535 0.07569 -0.0831 0.5753 1.0000
8.250 0.7285 0.08898 0.07937 -0.0830 0.5736 1.0000
8.500 0.7475 0.09036 0.08082 -0.0822 0.5562 1.0000
8.750 0.8107 0.08836 0.07896 -0.0808 0.5277 1.0000
9.000 0.8300 0.08935 0.08005 -0.0796 0.5109 1.0000
9.250 0.8224 0.09265 0.08341 -0.0789 0.4988 1.0000
9.500 0.8278 0.09518 0.08603 -0.0782 0.4852 1.0000
9.750 0.8420 0.09701 0.08798 -0.0773 0.4698 1.0000
10.000 0.8559 0.09889 0.08997 -0.0765 0.4541 1.0000
10.250 0.8713 0.10052 0.09172 -0.0754 0.4370 1.0000
10.500 0.8880 0.10198 0.09330 -0.0743 0.4193 1.0000
10.750 0.9010 0.10394 0.09539 -0.0733 0.4025 1.0000
11.000 0.9213 0.10490 0.09648 -0.0718 0.3848 1.0000
11.250 0.9801 0.10036 0.09218 -0.0676 0.3650 1.0000
11.500 1.3547 0.04905 0.04104 -0.0517 0.2806 1.0000
11.750 1.3586 0.04961 0.04139 -0.0482 0.2554 1.0000
12.000 1.3514 0.05142 0.04311 -0.0448 0.2362 1.0000
12.250 1.3431 0.05371 0.04539 -0.0418 0.2193 1.0000
12.500 1.3380 0.05603 0.04765 -0.0394 0.2031 1.0000
12.750 1.3372 0.05848 0.05003 -0.0374 0.1879 1.0000
13.000 1.3390 0.06105 0.05252 -0.0358 0.1742 1.0000
13.250 1.3467 0.06366 0.05505 -0.0344 0.1617 1.0000
13.500 1.3606 0.06622 0.05749 -0.0333 0.1496 1.0000
13.750 1.3428 0.07080 0.06241 -0.0322 0.1458 1.0000
14.000 0.9836 0.13924 0.13179 -0.0679 0.2116 1.0000
14.250 0.9721 0.14633 0.13886 -0.0707 0.2054 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 550 AIRFOIL (goe550-il)