GOE 550 AIRFOIL (goe550-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 550 AIRFOIL (goe550-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.72 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe550-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe550-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3737 0.10182 0.09406 -0.0477 1.0000 0.1022
-9.750 -0.3843 0.09763 0.08995 -0.0486 1.0000 0.1027
-9.500 -0.3980 0.09332 0.08574 -0.0494 1.0000 0.1031
-9.250 -0.3927 0.09185 0.08434 -0.0477 1.0000 0.1046
-9.000 -0.3903 0.09039 0.08293 -0.0461 1.0000 0.1066
-8.750 -0.3979 0.08810 0.08073 -0.0449 1.0000 0.1083
-8.500 -0.4130 0.08552 0.07827 -0.0435 1.0000 0.1096
-8.250 -0.4358 0.08292 0.07581 -0.0415 1.0000 0.1106
-8.000 -0.4615 0.07986 0.07289 -0.0401 1.0000 0.1112
-7.750 -0.4865 0.07564 0.06877 -0.0405 1.0000 0.1120
-7.500 -0.5123 0.06962 0.06280 -0.0429 1.0000 0.1131
-7.250 -0.5459 0.05116 0.04373 -0.0601 0.9950 0.1178
-7.000 -0.5112 0.05264 0.04531 -0.0598 0.9885 0.1215
-6.750 -0.4883 0.04656 0.03873 -0.0672 0.9804 0.1288
-6.500 -0.4595 0.04352 0.03538 -0.0713 0.9731 0.1349
-6.250 -0.4308 0.04154 0.03311 -0.0740 0.9651 0.1426
-6.000 -0.3973 0.03998 0.03132 -0.0769 0.9586 0.1500
-5.750 -0.3701 0.03746 0.02830 -0.0796 0.9500 0.1602
-5.500 -0.3361 0.03777 0.02867 -0.0807 0.9431 0.1670
-5.250 -0.3075 0.03641 0.02699 -0.0824 0.9346 0.1770
-5.000 -0.2732 0.03537 0.02563 -0.0847 0.9280 0.1883
-4.750 -0.2455 0.03536 0.02565 -0.0849 0.9191 0.1960
-4.250 -0.1837 0.03401 0.02387 -0.0874 0.9038 0.2172
-4.000 -0.1466 0.03331 0.02299 -0.0896 0.8982 0.2270
-3.750 -0.1211 0.03253 0.02188 -0.0900 0.8887 0.2380
-3.500 -0.0851 0.03215 0.02151 -0.0915 0.8828 0.2468
-3.250 -0.0588 0.03151 0.02060 -0.0918 0.8736 0.2563
-3.000 -0.0233 0.03104 0.02004 -0.0933 0.8675 0.2663
-2.750 0.0041 0.03067 0.01955 -0.0936 0.8588 0.2759
-2.500 0.0392 0.03016 0.01878 -0.0951 0.8521 0.2874
-2.250 0.0695 0.02984 0.01849 -0.0956 0.8446 0.2959
-2.000 0.1012 0.02949 0.01800 -0.0964 0.8367 0.3067
-1.750 0.1402 0.02907 0.01746 -0.0983 0.8316 0.3192
-1.500 0.1620 0.02897 0.01740 -0.0974 0.8211 0.3275
-1.250 0.2011 0.02855 0.01688 -0.0992 0.8160 0.3397
-1.000 0.2229 0.02852 0.01684 -0.0982 0.8051 0.3485
-0.750 0.2619 0.02813 0.01640 -0.0998 0.7996 0.3594
-0.500 0.2855 0.02815 0.01634 -0.0992 0.7887 0.3686
-0.250 0.3245 0.02775 0.01594 -0.1007 0.7828 0.3785
0.000 0.3480 0.02780 0.01595 -0.0999 0.7716 0.3880
0.250 0.3878 0.02737 0.01552 -0.1015 0.7655 0.4006
0.500 0.4101 0.02742 0.01561 -0.1004 0.7534 0.4105
0.750 0.4431 0.02717 0.01537 -0.1009 0.7449 0.4239
1.000 0.4719 0.02702 0.01529 -0.1007 0.7348 0.4400
1.250 0.4979 0.02695 0.01531 -0.1002 0.7243 0.4580
1.500 0.5320 0.02658 0.01504 -0.1007 0.7163 0.4833
1.750 0.5539 0.02657 0.01523 -0.0996 0.7049 0.5133
2.000 0.5880 0.02588 0.01493 -0.0998 0.6981 0.5767
2.250 0.6132 0.02520 0.01515 -0.0988 0.6861 1.0000
2.500 0.6407 0.02543 0.01519 -0.0985 0.6761 1.0000
2.750 0.6715 0.02551 0.01513 -0.0986 0.6670 1.0000
3.000 0.6930 0.02591 0.01544 -0.0975 0.6554 1.0000
3.250 0.7249 0.02594 0.01537 -0.0976 0.6469 1.0000
3.500 0.7472 0.02632 0.01571 -0.0966 0.6356 1.0000
3.750 0.7702 0.02669 0.01604 -0.0956 0.6247 1.0000
4.000 0.8029 0.02668 0.01596 -0.0959 0.6163 1.0000
4.250 0.8212 0.02724 0.01654 -0.0943 0.6043 1.0000
4.500 0.8464 0.02756 0.01684 -0.0936 0.5943 1.0000
4.750 0.8746 0.02775 0.01701 -0.0933 0.5849 1.0000
5.000 0.8937 0.02833 0.01764 -0.0919 0.5736 1.0000
5.250 0.9246 0.02847 0.01775 -0.0919 0.5652 1.0000
5.500 0.9436 0.02909 0.01843 -0.0905 0.5541 1.0000
5.750 0.9657 0.02962 0.01901 -0.0895 0.5443 1.0000
6.000 0.9933 0.02993 0.01935 -0.0892 0.5356 1.0000
6.250 1.0099 0.03074 0.02024 -0.0876 0.5252 1.0000
6.500 1.0418 0.03090 0.02043 -0.0878 0.5176 1.0000
6.750 1.0535 0.03196 0.02161 -0.0856 0.5070 1.0000
7.000 1.0847 0.03220 0.02188 -0.0857 0.4998 1.0000
7.250 1.0956 0.03326 0.02308 -0.0835 0.4891 1.0000
7.500 1.1164 0.03382 0.02373 -0.0823 0.4795 1.0000
7.750 1.1414 0.03405 0.02402 -0.0814 0.4691 1.0000
8.000 1.1508 0.03496 0.02504 -0.0788 0.4571 1.0000
8.250 1.1673 0.03542 0.02557 -0.0769 0.4451 1.0000
8.500 1.1890 0.03555 0.02576 -0.0754 0.4330 1.0000
8.750 1.2022 0.03615 0.02646 -0.0732 0.4211 1.0000
9.000 1.2074 0.03718 0.02761 -0.0702 0.4102 1.0000
9.250 1.2254 0.03764 0.02816 -0.0685 0.4000 1.0000
9.500 1.2377 0.03834 0.02897 -0.0663 0.3890 1.0000
9.750 1.2405 0.03959 0.03037 -0.0633 0.3780 1.0000
10.000 1.2515 0.04032 0.03120 -0.0611 0.3661 1.0000
10.250 1.2613 0.04098 0.03191 -0.0587 0.3525 1.0000
10.500 1.2664 0.04187 0.03284 -0.0560 0.3377 1.0000
10.750 1.2679 0.04306 0.03407 -0.0533 0.3224 1.0000
11.000 1.2649 0.04471 0.03580 -0.0507 0.3069 1.0000
11.250 1.2604 0.04665 0.03783 -0.0484 0.2909 1.0000
11.500 1.2553 0.04883 0.04007 -0.0464 0.2744 1.0000
11.750 1.2481 0.05146 0.04280 -0.0449 0.2576 1.0000
12.000 1.2408 0.05434 0.04577 -0.0436 0.2402 1.0000
12.250 1.2345 0.05731 0.04878 -0.0427 0.2226 1.0000
12.500 1.2294 0.06028 0.05176 -0.0419 0.2059 1.0000
12.750 1.2246 0.06336 0.05479 -0.0414 0.1903 1.0000
13.000 1.2198 0.06658 0.05796 -0.0410 0.1763 1.0000
13.250 1.2150 0.06993 0.06123 -0.0407 0.1640 1.0000
13.500 1.2107 0.07333 0.06453 -0.0406 0.1529 1.0000
13.750 1.2072 0.07675 0.06788 -0.0406 0.1429 1.0000
14.000 1.2031 0.08053 0.07172 -0.0408 0.1334 1.0000
14.250 1.2017 0.08384 0.07494 -0.0409 0.1250 1.0000
14.500 1.1987 0.08762 0.07880 -0.0413 0.1168 1.0000
14.750 1.1976 0.09115 0.08234 -0.0416 0.1097 1.0000
15.000 1.1951 0.09507 0.08637 -0.0423 0.1030 1.0000
15.250 1.1958 0.09840 0.08968 -0.0427 0.0970 1.0000
15.500 1.1895 0.10328 0.09481 -0.0442 0.0918 1.0000
15.750 1.1929 0.10612 0.09760 -0.0446 0.0868 1.0000
16.000 1.1858 0.11138 0.10310 -0.0465 0.0830 1.0000
16.250 1.1781 0.11681 0.10875 -0.0487 0.0794 1.0000
16.500 1.1805 0.12006 0.11202 -0.0496 0.0758 1.0000
16.750 1.1750 0.12521 0.11731 -0.0518 0.0732 1.0000
17.000 1.1554 0.13375 0.12615 -0.0563 0.0715 1.0000
17.250 1.1294 0.14433 0.13699 -0.0625 0.0702 1.0000
17.500 1.0869 0.16043 0.15327 -0.0723 0.0697 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 550 AIRFOIL (goe550-il)