GOE 601 AIRFOIL (goe601-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 601 AIRFOIL (goe601-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.24 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe601-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe601-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 601 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.4358 0.10503 0.09769 -0.0434 1.0000 0.2087
-10.000 -0.4311 0.10150 0.09419 -0.0422 1.0000 0.2050
-9.750 -0.4771 0.09327 0.08613 -0.0447 1.0000 0.1897
-9.500 -0.7033 0.07509 0.06817 -0.0469 1.0000 0.1627
-9.250 -0.7263 0.07179 0.06485 -0.0435 1.0000 0.1618
-9.000 -0.7519 0.06831 0.06129 -0.0398 1.0000 0.1610
-8.750 -0.7763 0.06466 0.05749 -0.0362 1.0000 0.1601
-8.500 -0.7971 0.06091 0.05350 -0.0326 1.0000 0.1595
-8.250 -0.8123 0.05724 0.04952 -0.0292 1.0000 0.1595
-8.000 -0.8213 0.05377 0.04568 -0.0261 1.0000 0.1599
-7.750 -0.8267 0.05055 0.04200 -0.0230 1.0000 0.1613
-7.500 -0.8268 0.04764 0.03864 -0.0203 1.0000 0.1637
-7.250 -0.8124 0.04596 0.03706 -0.0187 1.0000 0.1686
-7.000 -0.8039 0.04383 0.03463 -0.0165 1.0000 0.1736
-6.750 -0.7965 0.04142 0.03164 -0.0141 1.0000 0.1784
-6.500 -0.7798 0.04000 0.03039 -0.0126 1.0000 0.1861
-6.250 -0.7672 0.03829 0.02841 -0.0107 1.0000 0.1960
-6.000 -0.7526 0.03695 0.02693 -0.0088 1.0000 0.2085
-5.750 -0.7374 0.03574 0.02572 -0.0070 1.0000 0.2242
-5.500 -0.7226 0.03469 0.02470 -0.0051 1.0000 0.2431
-5.250 -0.7075 0.03390 0.02408 -0.0033 1.0000 0.2644
-5.000 -0.6929 0.03315 0.02335 -0.0014 1.0000 0.2883
-4.750 -0.6785 0.03252 0.02284 0.0006 1.0000 0.3148
-4.500 -0.6647 0.03200 0.02243 0.0027 1.0000 0.3458
-4.250 -0.6505 0.03164 0.02228 0.0049 1.0000 0.3790
-4.000 -0.6358 0.03143 0.02235 0.0074 1.0000 0.4155
-3.750 -0.6224 0.03135 0.02248 0.0104 1.0000 0.4602
-3.500 -0.6094 0.03123 0.02251 0.0135 1.0000 0.5058
-3.250 -0.5960 0.03117 0.02256 0.0165 1.0000 0.5459
-3.000 -0.5820 0.03115 0.02259 0.0193 1.0000 0.5810
-2.750 -0.5677 0.03113 0.02260 0.0219 1.0000 0.6133
-2.500 -0.5531 0.03110 0.02255 0.0243 1.0000 0.6443
-2.250 -0.5375 0.03112 0.02262 0.0267 1.0000 0.6724
-2.000 -0.5235 0.03113 0.02262 0.0293 1.0000 0.7034
-1.750 -0.5099 0.03117 0.02269 0.0321 1.0000 0.7370
-1.500 -0.4955 0.03127 0.02285 0.0349 1.0000 0.7714
-1.250 -0.4788 0.03142 0.02304 0.0373 1.0000 0.8073
-1.000 -0.4564 0.03176 0.02344 0.0385 1.0000 0.8473
-0.750 -0.4091 0.03294 0.02463 0.0351 1.0000 0.8921
-0.500 -0.3279 0.03519 0.02672 0.0245 1.0000 0.9348
-0.250 -0.2303 0.03767 0.02895 0.0096 1.0000 0.9677
0.000 -0.1449 0.03940 0.03046 -0.0051 1.0000 1.0000
0.250 -0.1748 0.03715 0.02816 0.0000 1.0000 1.0000
0.500 -0.1872 0.03589 0.02673 0.0033 1.0000 1.0000
0.750 -0.1825 0.03574 0.02637 0.0048 1.0000 1.0000
1.000 -0.1726 0.03599 0.02644 0.0058 1.0000 1.0000
1.250 -0.1607 0.03644 0.02673 0.0066 1.0000 1.0000
1.500 -0.1479 0.03702 0.02718 0.0072 1.0000 1.0000
1.750 0.0128 0.04194 0.03188 -0.0178 0.9130 1.0000
2.000 0.0621 0.04321 0.03303 -0.0224 0.8918 1.0000
2.250 0.0899 0.04378 0.03353 -0.0233 0.8720 1.0000
2.500 0.1224 0.04452 0.03420 -0.0249 0.8523 1.0000
2.750 0.1596 0.04526 0.03488 -0.0269 0.8320 1.0000
3.000 0.1992 0.04596 0.03555 -0.0291 0.8122 1.0000
3.250 0.2436 0.04654 0.03610 -0.0316 0.7922 1.0000
3.500 0.2760 0.04699 0.03654 -0.0323 0.7715 1.0000
3.750 0.2996 0.04742 0.03696 -0.0318 0.7492 1.0000
4.000 0.3337 0.04767 0.03722 -0.0324 0.7278 1.0000
4.250 0.3716 0.04776 0.03733 -0.0333 0.7081 1.0000
4.500 0.4108 0.04767 0.03727 -0.0342 0.6893 1.0000
4.750 0.4494 0.04742 0.03705 -0.0347 0.6714 1.0000
5.000 0.4844 0.04720 0.03686 -0.0348 0.6541 1.0000
5.250 0.5168 0.04698 0.03668 -0.0345 0.6373 1.0000
5.500 0.5444 0.04692 0.03665 -0.0337 0.6208 1.0000
5.750 0.5665 0.04723 0.03699 -0.0325 0.6048 1.0000
6.000 0.5839 0.04786 0.03764 -0.0310 0.5892 1.0000
6.250 0.5963 0.04896 0.03876 -0.0294 0.5741 1.0000
6.500 0.6051 0.05049 0.04030 -0.0277 0.5600 1.0000
6.750 0.6731 0.04745 0.03739 -0.0290 0.5543 1.0000
7.000 0.6629 0.05056 0.04049 -0.0265 0.5393 1.0000
7.250 0.6460 0.05459 0.04451 -0.0242 0.5254 1.0000
7.500 0.7165 0.05105 0.04111 -0.0250 0.5208 1.0000
7.750 0.6710 0.05798 0.04799 -0.0223 0.5062 1.0000
8.000 0.6410 0.06372 0.05368 -0.0207 0.4955 1.0000
8.250 0.6683 0.06438 0.05444 -0.0204 0.4885 1.0000
8.500 0.6342 0.07083 0.06084 -0.0194 0.4810 1.0000
8.750 0.6313 0.07437 0.06441 -0.0190 0.4742 1.0000
9.000 0.6569 0.07556 0.06569 -0.0188 0.4683 1.0000
9.250 0.6207 0.08248 0.07258 -0.0188 0.4657 1.0000
9.500 0.6048 0.08752 0.07763 -0.0191 0.4640 1.0000
9.750 0.5955 0.09196 0.08211 -0.0195 0.4629 1.0000
10.000 0.5901 0.09644 0.08662 -0.0202 0.4650 1.0000
10.250 0.5958 0.10051 0.09076 -0.0211 0.4680 1.0000
11.000 1.0977 0.05151 0.04287 -0.0126 0.3685 1.0000
11.250 1.1817 0.04690 0.03811 -0.0155 0.3352 1.0000
11.500 1.1897 0.04714 0.03840 -0.0123 0.3179 1.0000
11.750 1.1508 0.05028 0.04179 -0.0056 0.3128 1.0000
12.000 1.0454 0.06099 0.05272 0.0007 0.3239 1.0000
12.250 0.9897 0.06943 0.06120 0.0021 0.3205 1.0000
12.500 1.1370 0.05177 0.04319 0.0063 0.2441 1.0000
12.750 1.1270 0.05276 0.04392 0.0102 0.2171 1.0000
13.000 1.1086 0.05549 0.04664 0.0133 0.1994 1.0000
13.250 1.0991 0.05801 0.04910 0.0155 0.1839 1.0000
13.500 1.0976 0.06023 0.05122 0.0171 0.1711 1.0000
13.750 1.1053 0.06185 0.05267 0.0185 0.1595 1.0000
14.000 1.0863 0.06645 0.05759 0.0194 0.1544 1.0000
14.250 1.1052 0.06755 0.05848 0.0204 0.1456 1.0000
14.500 1.0825 0.07294 0.06420 0.0208 0.1433 1.0000
14.750 1.0540 0.07932 0.07087 0.0203 0.1419 1.0000
15.000 1.0078 0.08860 0.08044 0.0179 0.1425 1.0000
15.250 0.9410 0.10286 0.09488 0.0120 0.1454 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 601 AIRFOIL (goe601-il)