GOE 611 AIRFOIL (goe611-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 611 AIRFOIL (goe611-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.23 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe611-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe611-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 611 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2831 0.13402 0.12787 -0.0402 1.0000 0.0757
-9.750 -0.2992 0.13384 0.12782 -0.0386 1.0000 0.0760
-9.500 -0.3160 0.13359 0.12770 -0.0368 1.0000 0.0761
-9.250 -0.2993 0.12705 0.12119 -0.0340 1.0000 0.0779
-9.000 -0.2981 0.12430 0.11849 -0.0314 1.0000 0.0799
-8.750 -0.2836 0.12044 0.11463 -0.0342 0.9952 0.0834
-8.500 -0.2722 0.11695 0.11113 -0.0385 0.9884 0.0874
-8.250 -0.2717 0.11487 0.10908 -0.0451 0.9787 0.0907
-8.000 -0.2740 0.11287 0.10714 -0.0537 0.9661 0.0917
-7.750 -0.2423 0.10603 0.10026 -0.0495 0.9657 0.0969
-7.500 -0.2319 0.10275 0.09700 -0.0531 0.9576 0.1032
-7.250 -0.2340 0.10063 0.09486 -0.0643 0.9417 0.1076
-7.000 -0.2126 0.09533 0.08961 -0.0607 0.9384 0.1128
-6.750 -0.2013 0.09207 0.08633 -0.0647 0.9290 0.1206
-6.250 -0.1738 0.08458 0.07881 -0.0707 0.9125 0.1327
-5.500 -0.1296 0.07491 0.06885 -0.0827 0.8859 0.1721
-5.250 -0.1096 0.07089 0.06487 -0.0835 0.8803 0.1913
-5.000 -0.0954 0.06807 0.06207 -0.0823 0.8724 0.2120
-4.750 -0.0294 0.05975 0.05241 -0.0984 0.8648 0.0915
-4.500 -0.0033 0.05526 0.04765 -0.0996 0.8573 0.0750
-4.000 0.0564 0.04868 0.04043 -0.1033 0.8446 0.0731
-3.750 0.0822 0.04612 0.03752 -0.1040 0.8362 0.0720
-3.500 0.1211 0.04309 0.03399 -0.1064 0.8320 0.0701
-3.250 0.1436 0.04149 0.03199 -0.1058 0.8218 0.0713
-3.000 0.1825 0.03937 0.02930 -0.1076 0.8171 0.0733
-2.750 0.2064 0.03805 0.02762 -0.1069 0.8074 0.0732
-2.500 0.2438 0.03634 0.02547 -0.1082 0.8021 0.0737
-2.250 0.2691 0.03570 0.02440 -0.1074 0.7926 0.0762
-2.000 0.3038 0.03410 0.02264 -0.1084 0.7868 0.0785
-1.750 0.3291 0.03337 0.02172 -0.1077 0.7776 0.0794
-1.500 0.3624 0.03241 0.02057 -0.1080 0.7714 0.0810
-1.250 0.3871 0.03202 0.02003 -0.1072 0.7621 0.0834
-1.000 0.4203 0.03136 0.01915 -0.1076 0.7557 0.0889
-0.750 0.4427 0.03125 0.01886 -0.1066 0.7459 0.0918
-0.500 0.4756 0.03053 0.01806 -0.1071 0.7399 0.0955
-0.250 0.4965 0.03054 0.01797 -0.1060 0.7296 0.0998
0.000 0.5306 0.03003 0.01729 -0.1067 0.7239 0.1075
0.250 0.5504 0.03013 0.01742 -0.1056 0.7133 0.1218
0.500 0.5851 0.02729 0.01699 -0.1061 0.7084 1.0000
0.750 0.6032 0.02786 0.01725 -0.1044 0.6977 1.0000
1.000 0.6378 0.02771 0.01671 -0.1050 0.6924 1.0000
1.250 0.6542 0.02836 0.01718 -0.1034 0.6814 1.0000
1.500 0.6813 0.02854 0.01714 -0.1032 0.6741 1.0000
1.750 0.7046 0.02889 0.01732 -0.1025 0.6654 1.0000
2.000 0.7283 0.02924 0.01753 -0.1019 0.6572 1.0000
2.250 0.7543 0.02947 0.01761 -0.1015 0.6495 1.0000
2.500 0.7759 0.02994 0.01799 -0.1007 0.6409 1.0000
3.000 0.8233 0.03068 0.01854 -0.0995 0.6251 1.0000
3.250 0.8518 0.03080 0.01858 -0.0995 0.6183 1.0000
3.500 0.8702 0.03148 0.01922 -0.0983 0.6094 1.0000
3.750 0.8989 0.03160 0.01927 -0.0983 0.6028 1.0000
4.000 0.9162 0.03235 0.02003 -0.0970 0.5939 1.0000
4.250 0.9447 0.03250 0.02013 -0.0971 0.5875 1.0000
4.500 0.9612 0.03331 0.02096 -0.0957 0.5787 1.0000
4.750 0.9891 0.03349 0.02113 -0.0957 0.5721 1.0000
5.000 1.0049 0.03437 0.02205 -0.0943 0.5636 1.0000
5.250 1.0326 0.03452 0.02219 -0.0941 0.5566 1.0000
5.500 1.0466 0.03542 0.02314 -0.0925 0.5474 1.0000
5.750 1.0774 0.03535 0.02309 -0.0926 0.5404 1.0000
6.000 1.0867 0.03649 0.02430 -0.0904 0.5306 1.0000
6.250 1.1225 0.03608 0.02388 -0.0911 0.5239 1.0000
6.500 1.1259 0.03750 0.02543 -0.0882 0.5133 1.0000
6.750 1.1600 0.03714 0.02507 -0.0886 0.5062 1.0000
7.000 1.1638 0.03845 0.02650 -0.0857 0.4958 1.0000
7.250 1.1778 0.03918 0.02729 -0.0839 0.4871 1.0000
7.500 1.1970 0.03964 0.02786 -0.0827 0.4789 1.0000
7.750 1.1990 0.04117 0.02951 -0.0799 0.4697 1.0000
8.000 1.2264 0.04113 0.02954 -0.0796 0.4623 1.0000
8.250 1.2187 0.04336 0.03191 -0.0761 0.4522 1.0000
8.500 1.2567 0.04248 0.03111 -0.0765 0.4453 1.0000
8.750 1.2399 0.04539 0.03418 -0.0726 0.4342 1.0000
9.000 1.2462 0.04670 0.03561 -0.0706 0.4244 1.0000
9.250 1.2699 0.04651 0.03551 -0.0697 0.4153 1.0000
9.500 1.2560 0.04960 0.03874 -0.0668 0.4038 1.0000
9.750 1.2604 0.05121 0.04048 -0.0651 0.3937 1.0000
10.000 1.2786 0.05155 0.04096 -0.0640 0.3851 1.0000
10.250 1.2636 0.05531 0.04489 -0.0621 0.3739 1.0000
10.500 1.2722 0.05670 0.04641 -0.0608 0.3648 1.0000
10.750 1.2807 0.05811 0.04795 -0.0596 0.3554 1.0000
11.000 1.2674 0.06209 0.05210 -0.0584 0.3440 1.0000
11.250 1.2729 0.06393 0.05408 -0.0573 0.3343 1.0000
11.500 1.2868 0.06470 0.05501 -0.0562 0.3250 1.0000
11.750 1.2734 0.06898 0.05944 -0.0555 0.3129 1.0000
12.000 1.2700 0.07210 0.06269 -0.0548 0.3017 1.0000
12.250 1.2908 0.07182 0.06251 -0.0535 0.2924 1.0000
12.500 1.2899 0.07437 0.06515 -0.0528 0.2796 1.0000
12.750 1.2781 0.07872 0.06961 -0.0526 0.2668 1.0000
13.000 1.2718 0.08234 0.07331 -0.0524 0.2543 1.0000
13.250 1.2706 0.08517 0.07619 -0.0521 0.2418 1.0000
13.500 1.2759 0.08702 0.07806 -0.0516 0.2305 1.0000
13.750 1.2702 0.09101 0.08220 -0.0519 0.2212 1.0000
14.000 1.2660 0.09478 0.08607 -0.0522 0.2123 1.0000
14.250 1.2693 0.09707 0.08836 -0.0522 0.2016 1.0000
14.500 1.2586 0.10217 0.09361 -0.0533 0.1930 1.0000
14.750 1.2570 0.10565 0.09717 -0.0539 0.1851 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 611 AIRFOIL (goe611-il)