GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.79 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe610b-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe610b-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2912 0.10315 0.09673 -0.0336 1.0000 0.0786
-7.750 -0.3011 0.10218 0.09590 -0.0321 1.0000 0.0816
-7.500 -0.3153 0.10154 0.09542 -0.0299 1.0000 0.0825
-7.250 -0.3326 0.10148 0.09551 -0.0287 1.0000 0.0836
-7.000 -0.3462 0.10108 0.09523 -0.0285 1.0000 0.0841
-6.750 -0.3562 0.10051 0.09473 -0.0296 1.0000 0.0845
-6.500 -0.3474 0.09468 0.08897 -0.0236 0.9992 0.0878
-6.250 -0.3242 0.09064 0.08488 -0.0288 0.9905 0.0936
-6.000 -0.2901 0.08768 0.08178 -0.0450 0.9768 0.0985
-5.750 -0.2784 0.08241 0.07657 -0.0405 0.9717 0.1036
-5.500 -0.2467 0.07915 0.07315 -0.0520 0.9597 0.1130
-5.250 -0.2293 0.07469 0.06870 -0.0510 0.9530 0.1200
-5.000 -0.1963 0.07128 0.06505 -0.0607 0.9414 0.1273
-4.750 -0.1733 0.06685 0.06062 -0.0616 0.9357 0.1333
-4.500 -0.1493 0.06353 0.05718 -0.0655 0.9250 0.1451
-4.250 -0.1211 0.06014 0.05363 -0.0697 0.9161 0.1588
-4.000 -0.0630 0.05390 0.04654 -0.0803 0.9082 0.0980
-3.500 -0.0012 0.04703 0.03915 -0.0855 0.8929 0.0967
-3.250 0.0267 0.04411 0.03599 -0.0870 0.8842 0.0940
-3.000 0.0637 0.04128 0.03273 -0.0899 0.8780 0.0943
-2.750 0.0930 0.03933 0.03030 -0.0911 0.8688 0.0997
-2.500 0.1300 0.03712 0.02756 -0.0931 0.8630 0.0975
-2.250 0.1561 0.03549 0.02564 -0.0932 0.8538 0.0964
-2.000 0.1912 0.03374 0.02350 -0.0947 0.8483 0.0955
-1.750 0.2172 0.03256 0.02197 -0.0945 0.8391 0.0951
-1.500 0.2525 0.03121 0.02023 -0.0957 0.8338 0.0952
-1.250 0.2783 0.03039 0.01909 -0.0953 0.8246 0.0959
-1.000 0.3139 0.02939 0.01771 -0.0965 0.8192 0.0973
-0.750 0.3388 0.02886 0.01696 -0.0960 0.8104 0.0990
-0.500 0.3703 0.02833 0.01638 -0.0967 0.8049 0.1067
-0.250 0.3973 0.02817 0.01595 -0.0966 0.7971 0.1133
0.000 0.4311 0.02767 0.01531 -0.0976 0.7913 0.1156
0.250 0.4617 0.02736 0.01488 -0.0980 0.7851 0.1177
0.500 0.4880 0.02724 0.01467 -0.0978 0.7777 0.1202
0.750 0.5210 0.02693 0.01424 -0.0985 0.7734 0.1238
1.000 0.5394 0.02723 0.01450 -0.0972 0.7650 0.1271
1.250 0.5687 0.02709 0.01437 -0.0975 0.7601 0.1340
1.500 0.5906 0.02730 0.01459 -0.0967 0.7528 0.1431
1.750 0.6178 0.02720 0.01460 -0.0966 0.7462 0.1638
2.000 0.6648 0.02536 0.01447 -0.1005 0.7402 1.0000
2.500 0.7100 0.02597 0.01476 -0.0983 0.7217 1.0000
2.750 0.7411 0.02586 0.01454 -0.0981 0.7140 1.0000
3.000 0.7600 0.02624 0.01487 -0.0964 0.7029 1.0000
3.250 0.7840 0.02639 0.01497 -0.0954 0.6932 1.0000
3.500 0.8129 0.02633 0.01489 -0.0949 0.6850 1.0000
3.750 0.8317 0.02680 0.01539 -0.0934 0.6750 1.0000
4.000 0.8628 0.02672 0.01531 -0.0933 0.6687 1.0000
4.250 0.8801 0.02728 0.01596 -0.0917 0.6584 1.0000
4.500 0.9041 0.02754 0.01628 -0.0908 0.6500 1.0000
4.750 0.9302 0.02768 0.01649 -0.0900 0.6414 1.0000
5.000 0.9502 0.02808 0.01700 -0.0886 0.6306 1.0000
5.250 0.9758 0.02814 0.01715 -0.0877 0.6199 1.0000
5.500 1.0058 0.02792 0.01700 -0.0871 0.6089 1.0000
5.750 1.0278 0.02806 0.01726 -0.0856 0.5952 1.0000
6.000 1.0494 0.02823 0.01757 -0.0840 0.5808 1.0000
6.250 1.0705 0.02844 0.01791 -0.0825 0.5662 1.0000
6.500 1.0913 0.02867 0.01828 -0.0809 0.5511 1.0000
6.750 1.1116 0.02891 0.01866 -0.0792 0.5353 1.0000
7.000 1.1309 0.02923 0.01917 -0.0774 0.5194 1.0000
7.250 1.1492 0.02963 0.01975 -0.0756 0.5034 1.0000
7.500 1.1658 0.03010 0.02040 -0.0736 0.4868 1.0000
7.750 1.1758 0.03084 0.02135 -0.0709 0.4674 1.0000
8.000 1.1878 0.03144 0.02214 -0.0684 0.4476 1.0000
8.250 1.2023 0.03184 0.02273 -0.0661 0.4279 1.0000
8.500 1.2118 0.03254 0.02359 -0.0633 0.4066 1.0000
8.750 1.2262 0.03295 0.02409 -0.0608 0.3871 1.0000
9.000 1.2396 0.03349 0.02468 -0.0583 0.3672 1.0000
9.250 1.2480 0.03420 0.02525 -0.0552 0.3412 1.0000
9.500 1.2466 0.03553 0.02637 -0.0514 0.3099 1.0000
9.750 1.2398 0.03737 0.02810 -0.0479 0.2778 1.0000
10.000 1.2314 0.03954 0.03031 -0.0449 0.2449 1.0000
10.250 1.2241 0.04195 0.03271 -0.0427 0.2094 1.0000
10.500 1.2178 0.04459 0.03525 -0.0408 0.1703 1.0000
10.750 1.2083 0.04772 0.03807 -0.0392 0.1419 1.0000
11.000 1.1968 0.05137 0.04140 -0.0378 0.1229 1.0000
11.250 1.1886 0.05500 0.04498 -0.0367 0.1043 1.0000
11.500 1.1823 0.05865 0.04873 -0.0358 0.0851 1.0000
11.750 1.1767 0.06231 0.05239 -0.0353 0.0716 1.0000
12.000 1.1725 0.06588 0.05596 -0.0350 0.0640 1.0000
12.250 1.1677 0.06958 0.05963 -0.0347 0.0594 1.0000
12.500 1.1653 0.07308 0.06323 -0.0344 0.0546 1.0000
12.750 1.1614 0.07676 0.06690 -0.0343 0.0512 1.0000
13.000 1.1635 0.07985 0.07020 -0.0338 0.0476 1.0000
13.250 1.1653 0.08300 0.07352 -0.0334 0.0446 1.0000
13.500 1.1680 0.08605 0.07667 -0.0329 0.0426 1.0000
13.750 1.1724 0.08887 0.07951 -0.0322 0.0407 1.0000
14.000 1.1753 0.09238 0.08337 -0.0321 0.0387 1.0000
14.250 1.1754 0.09623 0.08747 -0.0325 0.0371 1.0000
14.500 1.1746 0.10018 0.09160 -0.0331 0.0358 1.0000
14.750 1.1746 0.10396 0.09560 -0.0337 0.0347 1.0000
15.000 1.1709 0.10872 0.10057 -0.0350 0.0340 1.0000
15.250 1.1620 0.11464 0.10679 -0.0372 0.0337 1.0000
15.500 1.1517 0.12099 0.11339 -0.0401 0.0337 1.0000
15.750 1.1384 0.12827 0.12091 -0.0438 0.0336 1.0000
16.000 1.1249 0.13601 0.12886 -0.0481 0.0337 1.0000
16.250 1.1105 0.14449 0.13751 -0.0531 0.0339 1.0000
16.500 1.0969 0.15333 0.14638 -0.0583 0.0341 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il)