GOE 57 AIRFOIL (goe57-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 57 AIRFOIL (goe57-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 41.63 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe57-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe57-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 57 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 -0.3187 0.11047 0.10364 -0.0235 1.0000 0.1084
-8.000 -0.3260 0.11031 0.10362 -0.0243 1.0000 0.1104
-7.750 -0.3352 0.11098 0.10446 -0.0266 1.0000 0.1112
-7.500 -0.3157 0.10300 0.09644 -0.0227 1.0000 0.1163
-7.250 -0.3155 0.10088 0.09441 -0.0222 1.0000 0.1208
-7.000 -0.3196 0.10025 0.09391 -0.0240 1.0000 0.1243
-6.750 -0.3240 0.10134 0.09512 -0.0296 1.0000 0.1256
-6.500 -0.3145 0.09415 0.08796 -0.0226 1.0000 0.1296
-6.250 -0.3124 0.09174 0.08561 -0.0219 1.0000 0.1342
-6.000 -0.3123 0.09101 0.08495 -0.0250 1.0000 0.1390
-5.750 -0.3096 0.08835 0.08236 -0.0258 1.0000 0.1414
-5.500 -0.3066 0.08479 0.07886 -0.0222 1.0000 0.1461
-5.250 -0.2977 0.08391 0.07796 -0.0274 1.0000 0.1540
-4.750 -0.2786 0.07895 0.07301 -0.0310 1.0000 0.1696
-4.500 -0.2798 0.07472 0.06890 -0.0251 1.0000 0.1748
-4.000 -0.2458 0.07017 0.06421 -0.0327 1.0000 0.1986
-3.750 -0.2420 0.06668 0.06082 -0.0291 1.0000 0.2064
-3.500 -0.2267 0.06397 0.05809 -0.0306 1.0000 0.2205
-3.250 -0.2038 0.06161 0.05564 -0.0348 1.0000 0.2423
-3.000 -0.1943 0.05865 0.05274 -0.0332 1.0000 0.2606
-2.750 -0.1806 0.05612 0.05022 -0.0331 1.0000 0.2907
-2.500 -0.1676 0.05368 0.04779 -0.0327 1.0000 0.3320
-1.500 -0.1471 0.04418 0.03872 -0.0164 1.0000 0.5535
-1.250 -0.1394 0.04176 0.03639 -0.0126 1.0000 0.5996
-1.000 -0.1195 0.03962 0.03425 -0.0124 1.0000 0.6408
-0.750 -0.0988 0.03744 0.03210 -0.0124 1.0000 0.6722
-0.500 -0.0672 0.03553 0.03018 -0.0155 1.0000 0.6937
-0.250 0.0810 0.03595 0.02954 -0.0534 1.0000 0.5350
0.250 0.2066 0.03688 0.02846 -0.0739 1.0000 0.2482
0.500 0.2775 0.03646 0.02732 -0.0820 0.9870 0.2108
0.750 0.3424 0.03587 0.02624 -0.0890 0.9729 0.1971
1.000 0.4041 0.03513 0.02520 -0.0954 0.9580 0.1888
1.250 0.4596 0.03469 0.02439 -0.1003 0.9400 0.1869
1.500 0.5155 0.03416 0.02361 -0.1048 0.9199 0.1993
1.750 0.5806 0.03300 0.02241 -0.1101 0.9003 0.2168
2.000 0.6287 0.03197 0.02149 -0.1125 0.8760 0.2476
2.250 0.6903 0.02881 0.01975 -0.1156 0.8564 1.0000
2.500 0.7330 0.02826 0.01869 -0.1157 0.8308 1.0000
2.750 0.7758 0.02748 0.01776 -0.1159 0.8077 1.0000
3.000 0.8134 0.02685 0.01705 -0.1154 0.7853 1.0000
3.250 0.8454 0.02642 0.01658 -0.1142 0.7614 1.0000
3.500 0.8819 0.02561 0.01576 -0.1132 0.7389 1.0000
3.750 0.9111 0.02512 0.01523 -0.1113 0.7110 1.0000
4.000 0.9413 0.02453 0.01457 -0.1094 0.6813 1.0000
4.250 0.9681 0.02426 0.01420 -0.1072 0.6461 1.0000
4.500 0.9959 0.02412 0.01389 -0.1051 0.6086 1.0000
4.750 1.0196 0.02449 0.01406 -0.1029 0.5672 1.0000
5.000 1.0434 0.02510 0.01445 -0.1011 0.5290 1.0000
5.250 1.0673 0.02593 0.01510 -0.0998 0.4970 1.0000
5.500 1.0931 0.02688 0.01591 -0.0989 0.4736 1.0000
5.750 1.1173 0.02805 0.01711 -0.0982 0.4548 1.0000
6.000 1.1425 0.02927 0.01836 -0.0977 0.4410 1.0000
6.250 1.1693 0.03047 0.01955 -0.0975 0.4307 1.0000
6.500 1.1915 0.03201 0.02141 -0.0969 0.4214 1.0000
6.750 1.2164 0.03345 0.02298 -0.0966 0.4146 1.0000
7.000 1.2380 0.03477 0.02451 -0.0958 0.4048 1.0000
7.250 1.2589 0.03565 0.02550 -0.0946 0.3908 1.0000
7.500 1.2822 0.03579 0.02551 -0.0931 0.3721 1.0000
7.750 1.3031 0.03643 0.02629 -0.0918 0.3577 1.0000
8.000 1.3205 0.03754 0.02774 -0.0903 0.3464 1.0000
8.250 1.3410 0.03781 0.02809 -0.0888 0.3304 1.0000
8.500 1.3603 0.03811 0.02853 -0.0871 0.3151 1.0000
8.750 1.3708 0.03786 0.02845 -0.0841 0.2914 1.0000
9.000 1.3761 0.03718 0.02785 -0.0803 0.2625 1.0000
9.250 1.3782 0.03717 0.02800 -0.0763 0.2367 1.0000
9.500 1.3732 0.03773 0.02873 -0.0718 0.2058 1.0000
9.750 1.3632 0.03929 0.03013 -0.0673 0.1703 1.0000
10.000 1.3568 0.04145 0.03242 -0.0634 0.1304 1.0000
10.250 1.3539 0.04376 0.03454 -0.0605 0.1049 1.0000
10.500 1.3485 0.04655 0.03708 -0.0581 0.0950 1.0000
10.750 1.3437 0.04963 0.04009 -0.0560 0.0885 1.0000
11.000 1.3378 0.05295 0.04335 -0.0542 0.0840 1.0000
11.250 1.3362 0.05613 0.04659 -0.0524 0.0803 1.0000
11.500 1.3400 0.05901 0.04968 -0.0506 0.0772 1.0000
11.750 1.3475 0.06175 0.05255 -0.0487 0.0745 1.0000
12.000 1.3627 0.06430 0.05522 -0.0466 0.0719 1.0000
12.250 1.3940 0.06754 0.05851 -0.0447 0.0697 1.0000
12.500 1.3953 0.07137 0.06272 -0.0434 0.0693 1.0000
12.750 1.3894 0.07561 0.06733 -0.0424 0.0690 1.0000
13.000 1.3785 0.08028 0.07232 -0.0420 0.0689 1.0000
13.250 1.3640 0.08542 0.07778 -0.0423 0.0689 1.0000
13.500 1.3465 0.09111 0.08374 -0.0433 0.0691 1.0000
13.750 1.3277 0.09733 0.09022 -0.0451 0.0694 1.0000
14.000 1.3083 0.10409 0.09719 -0.0477 0.0697 1.0000
14.250 1.2436 0.11857 0.11219 -0.0598 0.0729 1.0000
14.500 1.1600 0.14506 0.13880 -0.0793 0.0791 1.0000
14.750 1.1426 0.15619 0.14986 -0.0852 0.0810 1.0000
15.000 1.1363 0.16420 0.15783 -0.0888 0.0819 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 57 AIRFOIL (goe57-il)