GOE 610-B MOD. AIRFOIL (goe610bm-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 610-B MOD. AIRFOIL (goe610bm-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.42 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe610bm-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe610bm-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 610-B MOD. 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3092 0.10742 0.10094 -0.0243 1.0000 0.1247
-7.500 -0.3141 0.10644 0.10008 -0.0254 1.0000 0.1286
-7.250 -0.3234 0.10687 0.10068 -0.0290 1.0000 0.1301
-7.000 -0.3063 0.10018 0.09400 -0.0246 1.0000 0.1366
-6.750 -0.3093 0.09887 0.09281 -0.0255 1.0000 0.1424
-6.500 -0.3177 0.09959 0.09367 -0.0307 1.0000 0.1445
-6.250 -0.3074 0.09370 0.08783 -0.0239 1.0000 0.1534
-6.000 -0.3137 0.09398 0.08822 -0.0286 1.0000 0.1583
-5.750 -0.3097 0.08940 0.08372 -0.0229 1.0000 0.1649
-5.500 -0.3105 0.08921 0.08358 -0.0282 1.0000 0.1726
-5.250 -0.3096 0.08509 0.07957 -0.0227 1.0000 0.1780
-5.000 -0.3033 0.08414 0.07860 -0.0288 1.0000 0.1876
-4.750 -0.3038 0.08040 0.07496 -0.0228 1.0000 0.1939
-4.500 -0.2966 0.07803 0.07262 -0.0252 1.0000 0.2041
-3.750 -0.2684 0.07018 0.06483 -0.0282 1.0000 0.2459
-3.500 -0.2523 0.06806 0.06268 -0.0311 1.0000 0.2728
-3.250 -0.2430 0.06562 0.06026 -0.0303 1.0000 0.3016
-3.000 -0.2423 0.06255 0.05732 -0.0254 1.0000 0.3220
-2.750 -0.2321 0.06026 0.05505 -0.0249 1.0000 0.3622
-2.500 -0.2265 0.05798 0.05284 -0.0220 1.0000 0.4052
-2.250 -0.2263 0.05566 0.05064 -0.0167 1.0000 0.4515
-1.750 -0.2335 0.05138 0.04661 -0.0033 1.0000 0.5670
-1.500 -0.2371 0.04918 0.04452 0.0032 1.0000 0.6232
-1.250 -0.2279 0.04622 0.04164 0.0084 0.9942 0.6929
-1.000 0.1526 0.03899 0.03076 -0.0913 0.9773 0.1955
-0.750 0.2226 0.03675 0.02760 -0.0993 0.9665 0.1707
-0.500 0.2853 0.03505 0.02529 -0.1060 0.9554 0.1629
-0.250 0.3382 0.03409 0.02393 -0.1109 0.9419 0.1660
0.000 0.3887 0.03345 0.02288 -0.1150 0.9280 0.1738
0.250 0.4352 0.03287 0.02206 -0.1183 0.9144 0.1816
0.500 0.4796 0.03241 0.02149 -0.1212 0.9007 0.1972
0.750 0.5230 0.03186 0.02107 -0.1241 0.8875 0.2404
1.000 0.5584 0.02992 0.02054 -0.1247 0.8751 1.0000
1.250 0.5955 0.03048 0.02064 -0.1265 0.8613 1.0000
1.500 0.6305 0.03106 0.02096 -0.1280 0.8481 1.0000
1.750 0.6634 0.03166 0.02136 -0.1291 0.8355 1.0000
2.000 0.6980 0.03215 0.02171 -0.1303 0.8240 1.0000
2.250 0.7315 0.03264 0.02208 -0.1312 0.8130 1.0000
2.500 0.7554 0.03353 0.02291 -0.1311 0.8004 1.0000
2.750 0.7782 0.03454 0.02387 -0.1308 0.7883 1.0000
3.000 0.8021 0.03553 0.02485 -0.1307 0.7771 1.0000
3.250 0.8355 0.03596 0.02526 -0.1313 0.7683 1.0000
3.500 0.8575 0.03707 0.02638 -0.1310 0.7574 1.0000
3.750 0.8742 0.03857 0.02791 -0.1303 0.7459 1.0000
4.000 0.8954 0.03984 0.02925 -0.1300 0.7359 1.0000
4.250 0.9279 0.04028 0.02975 -0.1303 0.7276 1.0000
4.500 0.9379 0.04238 0.03192 -0.1293 0.7160 1.0000
4.750 0.9522 0.04421 0.03383 -0.1285 0.7053 1.0000
5.000 0.9916 0.04409 0.03382 -0.1289 0.6980 1.0000
5.250 0.9980 0.04653 0.03640 -0.1277 0.6857 1.0000
5.500 1.0090 0.04854 0.03852 -0.1265 0.6734 1.0000
5.750 1.0386 0.04850 0.03862 -0.1252 0.6589 1.0000
6.000 1.0849 0.04623 0.03653 -0.1235 0.6426 1.0000
6.250 1.1308 0.04369 0.03422 -0.1214 0.6266 1.0000
6.500 1.1557 0.04357 0.03428 -0.1194 0.6105 1.0000
6.750 1.1775 0.04377 0.03468 -0.1174 0.5935 1.0000
7.000 1.2070 0.04305 0.03419 -0.1153 0.5764 1.0000
7.250 1.2450 0.04127 0.03267 -0.1132 0.5586 1.0000
7.500 1.2767 0.03996 0.03154 -0.1107 0.5366 1.0000
7.750 1.3124 0.03696 0.02856 -0.1070 0.5035 1.0000
8.000 1.3422 0.03474 0.02628 -0.1036 0.4680 1.0000
8.250 1.3589 0.03454 0.02625 -0.1006 0.4358 1.0000
8.500 1.3752 0.03449 0.02635 -0.0978 0.4044 1.0000
8.750 1.3887 0.03436 0.02629 -0.0947 0.3712 1.0000
9.000 1.3988 0.03474 0.02676 -0.0915 0.3388 1.0000
9.250 1.4038 0.03551 0.02759 -0.0880 0.3035 1.0000
9.500 1.4003 0.03672 0.02868 -0.0839 0.2618 1.0000
9.750 1.3919 0.03875 0.03045 -0.0798 0.2221 1.0000
10.000 1.3789 0.04141 0.03287 -0.0756 0.1911 1.0000
10.250 1.3631 0.04492 0.03612 -0.0720 0.1625 1.0000
10.500 1.3470 0.04900 0.03999 -0.0691 0.1363 1.0000
10.750 1.3358 0.05303 0.04386 -0.0667 0.1159 1.0000
11.000 1.3333 0.05644 0.04719 -0.0644 0.1013 1.0000
11.250 1.3399 0.05917 0.04989 -0.0621 0.0907 1.0000
11.500 1.3513 0.06148 0.05207 -0.0601 0.0821 1.0000
11.750 1.3646 0.06412 0.05505 -0.0582 0.0755 1.0000
12.000 1.3892 0.06634 0.05713 -0.0564 0.0699 1.0000
12.250 1.4042 0.07010 0.06139 -0.0548 0.0679 1.0000
12.500 1.4073 0.07446 0.06622 -0.0535 0.0670 1.0000
12.750 1.4014 0.07920 0.07135 -0.0526 0.0666 1.0000
13.000 1.3894 0.08434 0.07684 -0.0521 0.0665 1.0000
13.250 1.3728 0.08993 0.08274 -0.0524 0.0667 1.0000
13.500 1.3528 0.09602 0.08912 -0.0536 0.0671 1.0000
13.750 1.3305 0.10269 0.09604 -0.0557 0.0675 1.0000
14.000 1.3071 0.10995 0.10351 -0.0588 0.0681 1.0000
14.250 1.2834 0.11783 0.11152 -0.0627 0.0687 1.0000
14.500 1.2613 0.12616 0.11998 -0.0673 0.0694 1.0000
14.750 1.2421 0.13466 0.12857 -0.0720 0.0700 1.0000
15.000 1.1595 0.16415 0.15809 -0.0945 0.0801 1.0000
15.250 1.1540 0.17258 0.16647 -0.0987 0.0811 1.0000
15.500 1.1526 0.17983 0.17368 -0.1020 0.0817 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 610-B MOD. AIRFOIL (goe610bm-il)