GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.44 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe610b-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe610b-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 610 B 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3129 0.12393 0.11676 -0.0325 1.0000 0.1080
-9.750 -0.3202 0.12405 0.11701 -0.0341 1.0000 0.1095
-9.500 -0.3300 0.12443 0.11752 -0.0355 1.0000 0.1100
-9.250 -0.3014 0.11498 0.10799 -0.0330 1.0000 0.1152
-9.000 -0.2990 0.11253 0.10561 -0.0329 1.0000 0.1191
-8.750 -0.3036 0.11139 0.10459 -0.0334 1.0000 0.1223
-8.500 -0.3156 0.11154 0.10490 -0.0338 1.0000 0.1236
-8.250 -0.3327 0.11201 0.10556 -0.0333 1.0000 0.1241
-8.000 -0.3009 0.10336 0.09684 -0.0314 1.0000 0.1304
-7.750 -0.3069 0.10183 0.09543 -0.0302 1.0000 0.1343
-7.500 -0.3224 0.10150 0.09526 -0.0284 1.0000 0.1365
-7.250 -0.3410 0.10173 0.09567 -0.0275 1.0000 0.1377
-7.000 -0.3591 0.10232 0.09639 -0.0279 1.0000 0.1384
-6.750 -0.3429 0.09568 0.08978 -0.0221 1.0000 0.1454
-6.500 -0.3539 0.09464 0.08884 -0.0207 1.0000 0.1496
-6.250 -0.3691 0.09500 0.08928 -0.0224 1.0000 0.1525
-5.500 -0.3763 0.08951 0.08391 -0.0229 1.0000 0.1677
-5.000 -0.3755 0.08318 0.07771 -0.0178 1.0000 0.1810
-4.500 -0.3672 0.07918 0.07366 -0.0210 1.0000 0.1978
-4.250 -0.3688 0.07548 0.07009 -0.0160 1.0000 0.2035
-4.000 -0.3629 0.07317 0.06776 -0.0168 1.0000 0.2165
-3.750 -0.3572 0.07078 0.06537 -0.0165 1.0000 0.2323
-3.500 -0.3507 0.06842 0.06301 -0.0160 1.0000 0.2499
-3.250 -0.3396 0.06628 0.06080 -0.0176 1.0000 0.2745
-3.000 -0.3341 0.06364 0.05819 -0.0154 1.0000 0.2941
-2.750 -0.3266 0.06128 0.05584 -0.0143 1.0000 0.3237
-2.500 -0.3130 0.05867 0.05323 -0.0132 0.9959 0.3734
-2.000 -0.3046 0.05329 0.04809 -0.0022 0.9842 0.5188
-1.750 -0.2979 0.05090 0.04575 0.0020 0.9787 0.5767
-1.500 -0.2887 0.04833 0.04323 0.0056 0.9739 0.6228
-1.250 -0.2739 0.04575 0.04068 0.0081 0.9693 0.6599
-1.000 -0.2560 0.04347 0.03836 0.0084 0.9641 0.6894
-0.750 -0.0391 0.04339 0.03622 -0.0486 0.9540 0.4120
-0.500 0.0319 0.04322 0.03462 -0.0586 0.9485 0.2726
-0.250 0.0700 0.04209 0.03304 -0.0609 0.9441 0.2369
0.000 0.1071 0.04175 0.03201 -0.0627 0.9395 0.2120
0.250 0.1315 0.04103 0.03111 -0.0629 0.9350 0.2045
0.500 0.1598 0.04078 0.03055 -0.0637 0.9312 0.2030
0.750 0.1929 0.04075 0.03021 -0.0652 0.9274 0.2021
1.000 0.2138 0.04082 0.02998 -0.0646 0.9234 0.1989
1.250 0.2395 0.04103 0.02991 -0.0650 0.9195 0.1978
1.500 0.2793 0.04125 0.02989 -0.0677 0.9138 0.1995
1.750 0.3102 0.04144 0.02999 -0.0690 0.9048 0.2061
2.000 0.3532 0.04162 0.03011 -0.0718 0.8907 0.2193
2.250 0.3962 0.04173 0.03021 -0.0744 0.8749 0.2329
2.500 0.4355 0.04187 0.03043 -0.0764 0.8605 0.2580
2.750 0.4896 0.04057 0.03065 -0.0812 0.8486 1.0000
3.000 0.5294 0.04146 0.03102 -0.0829 0.8371 1.0000
3.250 0.5499 0.04235 0.03177 -0.0823 0.8249 1.0000
3.500 0.5735 0.04327 0.03257 -0.0821 0.8120 1.0000
3.750 0.5998 0.04417 0.03341 -0.0822 0.7984 1.0000
4.000 0.6280 0.04501 0.03421 -0.0825 0.7838 1.0000
4.250 0.6567 0.04581 0.03502 -0.0827 0.7685 1.0000
4.500 0.6855 0.04658 0.03582 -0.0829 0.7529 1.0000
4.750 0.7162 0.04725 0.03652 -0.0832 0.7367 1.0000
5.000 0.7490 0.04780 0.03714 -0.0835 0.7203 1.0000
5.250 0.7837 0.04821 0.03767 -0.0839 0.7043 1.0000
5.500 0.8093 0.04890 0.03845 -0.0833 0.6869 1.0000
5.750 0.8232 0.05016 0.03979 -0.0817 0.6681 1.0000
6.000 0.8480 0.05092 0.04067 -0.0810 0.6511 1.0000
6.250 0.8771 0.05128 0.04116 -0.0804 0.6347 1.0000
6.500 0.9100 0.05120 0.04123 -0.0797 0.6187 1.0000
6.750 0.9417 0.05106 0.04125 -0.0787 0.6033 1.0000
7.000 0.9745 0.05066 0.04107 -0.0776 0.5882 1.0000
7.250 1.0091 0.04995 0.04057 -0.0764 0.5735 1.0000
7.500 1.0344 0.05010 0.04090 -0.0749 0.5590 1.0000
7.750 1.0669 0.04954 0.04062 -0.0736 0.5444 1.0000
8.000 1.1131 0.04764 0.03903 -0.0727 0.5288 1.0000
8.250 1.1829 0.04362 0.03545 -0.0729 0.5111 1.0000
8.500 1.2042 0.04339 0.03548 -0.0704 0.4904 1.0000
8.750 1.2701 0.03733 0.02961 -0.0685 0.4493 1.0000
9.000 1.2823 0.03498 0.02725 -0.0630 0.4049 1.0000
9.250 1.2838 0.03429 0.02625 -0.0572 0.3572 1.0000
9.500 1.2816 0.03536 0.02674 -0.0520 0.3037 1.0000
9.750 1.2680 0.03741 0.02846 -0.0463 0.2589 1.0000
10.000 1.2503 0.03970 0.03056 -0.0409 0.2213 1.0000
10.250 1.2358 0.04223 0.03269 -0.0366 0.1878 1.0000
10.500 1.2288 0.04501 0.03516 -0.0333 0.1587 1.0000
10.750 1.2490 0.04788 0.03762 -0.0316 0.1298 1.0000
11.000 1.3175 0.05259 0.04211 -0.0346 0.1055 1.0000
11.250 1.3335 0.05600 0.04600 -0.0333 0.0996 1.0000
11.500 1.3730 0.06165 0.05173 -0.0353 0.0935 1.0000
11.750 1.3630 0.06449 0.05504 -0.0315 0.0923 1.0000
12.000 1.3495 0.06755 0.05849 -0.0278 0.0912 1.0000
12.250 1.3349 0.07098 0.06227 -0.0248 0.0904 1.0000
12.500 1.3184 0.07475 0.06636 -0.0225 0.0901 1.0000
12.750 1.2987 0.07889 0.07079 -0.0208 0.0900 1.0000
13.000 1.2768 0.08358 0.07575 -0.0200 0.0903 1.0000
13.250 1.2529 0.08879 0.08120 -0.0200 0.0907 1.0000
13.500 1.2303 0.09457 0.08718 -0.0209 0.0916 1.0000
13.750 1.2055 0.10099 0.09376 -0.0226 0.0923 1.0000
14.000 1.1829 0.10793 0.10083 -0.0250 0.0930 1.0000
14.250 1.1655 0.11508 0.10807 -0.0276 0.0937 1.0000
14.500 1.0201 0.15164 0.14456 -0.0562 0.1184 1.0000
14.750 1.0164 0.15875 0.15164 -0.0591 0.1199 1.0000
15.000 1.0197 0.16487 0.15780 -0.0608 0.1220 1.0000
15.250 0.7683 0.18006 0.17347 -0.0683 0.2453 1.0000
15.500 0.7549 0.18137 0.17479 -0.0705 0.2437 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il)