GOE 553 AIRFOIL (goe553-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 553 AIRFOIL (goe553-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.19 at α=1° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe553-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe553-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 553 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2739 0.11633 0.10967 -0.0311 1.0000 0.2427
-9.000 -0.2341 0.10919 0.10250 -0.0292 1.0000 0.2513
-8.750 -0.2597 0.11018 0.10369 -0.0291 1.0000 0.2597
-8.500 -0.2315 0.10484 0.09837 -0.0274 1.0000 0.2699
-8.250 -0.2655 0.10647 0.10026 -0.0262 1.0000 0.2775
-8.000 -0.2359 0.10136 0.09515 -0.0243 1.0000 0.2900
-7.750 -0.2806 0.10379 0.09789 -0.0210 1.0000 0.2951
-7.500 -0.2531 0.09909 0.09322 -0.0187 1.0000 0.3072
-7.250 -0.2951 0.10125 0.09564 -0.0131 1.0000 0.3112
-7.000 -0.3406 0.10363 0.09825 -0.0075 1.0000 0.3123
-6.750 -0.3204 0.09995 0.09459 -0.0051 1.0000 0.3227
-6.500 -0.3602 0.10163 0.09643 -0.0008 1.0000 0.3286
-6.250 -0.3571 0.09933 0.09420 0.0016 1.0000 0.3369
-6.000 -0.3936 0.10061 0.09561 0.0045 0.9977 0.3468
-5.750 -0.3585 0.09617 0.09115 0.0007 0.9888 0.3678
-5.500 -0.3176 0.09221 0.08714 -0.0029 0.9802 0.3926
-5.250 -0.3275 0.09189 0.08688 -0.0050 0.9672 0.4170
-5.000 -0.2721 0.08677 0.08169 -0.0070 0.9595 0.4470
-4.500 -0.2464 0.08305 0.07799 -0.0088 0.9381 0.5049
-4.250 -0.2358 0.05960 0.05349 -0.0675 0.9238 0.2216
-4.000 -0.1912 0.05067 0.04322 -0.0800 0.9145 0.1747
-3.750 -0.1458 0.04737 0.03953 -0.0847 0.9060 0.1672
-3.500 -0.1142 0.04488 0.03650 -0.0871 0.8955 0.1625
-3.250 -0.0753 0.04301 0.03418 -0.0900 0.8859 0.1629
-3.000 -0.0359 0.04144 0.03221 -0.0925 0.8757 0.1643
-2.750 -0.0057 0.04042 0.03085 -0.0933 0.8652 0.1651
-2.500 0.0431 0.03910 0.02917 -0.0964 0.8561 0.1686
-2.250 0.0651 0.03880 0.02860 -0.0958 0.8444 0.1738
-2.000 0.1038 0.03795 0.02781 -0.0974 0.8348 0.1845
-1.750 0.1346 0.03743 0.02725 -0.0976 0.8240 0.1950
-1.500 0.1611 0.03720 0.02705 -0.0975 0.8135 0.2129
-1.250 0.2091 0.03575 0.02611 -0.1003 0.8047 0.2854
-1.000 0.2048 0.03520 0.02749 -0.0930 0.7943 0.6709
-0.750 0.2149 0.03489 0.02746 -0.0856 0.7868 0.8123
-0.500 0.2479 0.03509 0.02780 -0.0857 0.7745 1.0000
-0.250 0.2850 0.03568 0.02798 -0.0885 0.7643 1.0000
0.000 0.3206 0.03630 0.02825 -0.0909 0.7538 1.0000
0.250 0.3367 0.03755 0.02926 -0.0909 0.7425 1.0000
0.500 0.3898 0.03770 0.02907 -0.0946 0.7345 1.0000
0.750 0.3883 0.03961 0.03083 -0.0926 0.7226 1.0000
1.000 0.4436 0.03966 0.03059 -0.0960 0.7156 1.0000
1.250 0.4343 0.04195 0.03278 -0.0933 0.7037 1.0000
1.500 0.4637 0.04297 0.03361 -0.0941 0.6958 1.0000
1.750 0.4670 0.04501 0.03554 -0.0928 0.6865 1.0000
2.000 0.5037 0.04579 0.03615 -0.0941 0.6793 1.0000
2.250 0.4940 0.04845 0.03874 -0.0919 0.6702 1.0000
2.500 0.5405 0.04887 0.03901 -0.0937 0.6638 1.0000
2.750 0.5178 0.05234 0.04243 -0.0911 0.6569 1.0000
3.000 0.5324 0.05417 0.04418 -0.0910 0.6503 1.0000
3.250 0.5603 0.05556 0.04547 -0.0915 0.6438 1.0000
3.500 0.5480 0.05875 0.04863 -0.0901 0.6402 1.0000
3.750 0.5496 0.06134 0.05119 -0.0895 0.6365 1.0000
4.000 0.5722 0.06309 0.05288 -0.0899 0.6308 1.0000
4.250 0.5888 0.06529 0.05502 -0.0901 0.6261 1.0000
4.500 0.5867 0.06833 0.05805 -0.0897 0.6255 1.0000
4.750 0.5872 0.07129 0.06100 -0.0895 0.6250 1.0000
5.000 0.5920 0.07425 0.06395 -0.0897 0.6255 1.0000
5.250 0.5976 0.07723 0.06693 -0.0900 0.6260 1.0000
5.500 0.6011 0.08019 0.06989 -0.0901 0.6260 1.0000
5.750 0.6097 0.08330 0.07301 -0.0906 0.6268 1.0000
6.000 0.6375 0.08274 0.07240 -0.0883 0.5878 1.0000
6.250 0.6372 0.08581 0.07549 -0.0882 0.5852 1.0000
6.500 0.6436 0.08948 0.07919 -0.0891 0.5890 1.0000
6.750 0.6636 0.09158 0.08130 -0.0891 0.5768 1.0000
7.000 0.6769 0.09504 0.08478 -0.0898 0.5739 1.0000
7.250 0.7393 0.09157 0.08124 -0.0865 0.5229 1.0000
7.500 0.7165 0.09671 0.08645 -0.0872 0.5257 1.0000
7.750 0.7227 0.10030 0.09007 -0.0877 0.5216 1.0000
8.000 0.6535 0.10994 0.09987 -0.0918 0.5868 1.0000
8.250 0.6797 0.11327 0.10322 -0.0928 0.5763 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 553 AIRFOIL (goe553-il)