GOE 612 AIRFOIL (goe612-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 612 AIRFOIL (goe612-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.43 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe612-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe612-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 612 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2934 0.12917 0.12271 -0.0211 1.0000 0.2415
-9.000 -0.3279 0.13108 0.12477 -0.0193 1.0000 0.2456
-8.750 -0.3295 0.12825 0.12201 -0.0175 1.0000 0.2480
-8.500 -0.3172 0.12503 0.11882 -0.0153 1.0000 0.2529
-8.250 -0.3254 0.12398 0.11784 -0.0134 1.0000 0.2588
-8.000 -0.3624 0.12558 0.11956 -0.0116 1.0000 0.2635
-7.750 -0.3603 0.12232 0.11636 -0.0100 1.0000 0.2665
-7.500 -0.3491 0.11942 0.11348 -0.0081 1.0000 0.2719
-7.250 -0.3634 0.11868 0.11281 -0.0062 1.0000 0.2787
-7.000 -0.4171 0.12092 0.11521 -0.0036 1.0000 0.2823
-6.750 -0.3778 0.11497 0.10924 -0.0026 1.0000 0.2885
-6.500 -0.3891 0.11386 0.10819 -0.0004 1.0000 0.2965
-6.250 -0.4411 0.11526 0.10973 0.0030 1.0000 0.3003
-6.000 -0.4073 0.11018 0.10463 0.0037 1.0000 0.3075
-5.750 -0.4247 0.10922 0.10374 0.0064 1.0000 0.3154
-5.500 -0.4826 0.10998 0.10464 0.0081 1.0000 0.3199
-5.250 -0.4454 0.10528 0.09992 0.0112 1.0000 0.3272
-5.000 -0.4841 0.10507 0.09980 0.0119 1.0000 0.3375
-4.750 -0.4734 0.10139 0.09615 0.0145 1.0000 0.3424
-4.500 -0.4740 0.09921 0.09399 0.0163 1.0000 0.3511
-4.250 -0.4882 0.09680 0.09164 0.0166 1.0000 0.3603
-4.000 -0.4718 0.06983 0.06341 -0.0276 1.0000 0.1941
-3.750 -0.4640 0.06926 0.06305 -0.0236 1.0000 0.1976
-3.500 -0.4329 0.05747 0.04999 -0.0352 1.0000 0.1770
-3.250 -0.4147 0.05425 0.04642 -0.0361 1.0000 0.1768
-3.000 -0.3951 0.05118 0.04289 -0.0370 1.0000 0.1768
-2.750 -0.3762 0.04887 0.04029 -0.0372 1.0000 0.1780
-2.500 -0.3598 0.04797 0.03947 -0.0364 1.0000 0.1822
-2.250 -0.3408 0.04667 0.03791 -0.0363 1.0000 0.1876
-2.000 -0.3188 0.04495 0.03555 -0.0366 1.0000 0.1934
-1.750 -0.3012 0.04424 0.03490 -0.0360 1.0000 0.1997
-1.500 -0.2808 0.04348 0.03375 -0.0357 1.0000 0.2105
-1.250 -0.2632 0.04315 0.03352 -0.0350 1.0000 0.2210
-1.000 -0.2443 0.04285 0.03315 -0.0345 1.0000 0.2361
-0.750 -0.2251 0.04275 0.03302 -0.0340 1.0000 0.2548
-0.500 -0.2064 0.04283 0.03304 -0.0335 1.0000 0.2800
-0.250 -0.1898 0.04307 0.03340 -0.0326 1.0000 0.3064
0.000 -0.1732 0.04344 0.03379 -0.0318 1.0000 0.3392
0.250 -0.1577 0.04393 0.03443 -0.0309 1.0000 0.3725
0.500 -0.1163 0.04591 0.03650 -0.0344 0.9879 0.4328
0.750 0.0811 0.04838 0.03952 -0.0574 0.8536 0.6495
1.000 0.1431 0.04768 0.03984 -0.0637 0.8329 1.0000
1.250 0.1860 0.04871 0.04029 -0.0677 0.8151 1.0000
1.500 0.2221 0.04965 0.04084 -0.0697 0.7977 1.0000
1.750 0.2562 0.05057 0.04147 -0.0711 0.7811 1.0000
2.000 0.2898 0.05143 0.04210 -0.0722 0.7645 1.0000
2.250 0.3232 0.05223 0.04268 -0.0731 0.7477 1.0000
2.500 0.3668 0.05288 0.04313 -0.0750 0.7331 1.0000
2.750 0.3920 0.05365 0.04377 -0.0749 0.7166 1.0000
3.000 0.4137 0.05453 0.04453 -0.0743 0.6999 1.0000
3.250 0.4330 0.05555 0.04546 -0.0736 0.6838 1.0000
3.500 0.4523 0.05664 0.04646 -0.0730 0.6681 1.0000
3.750 0.4733 0.05772 0.04745 -0.0725 0.6535 1.0000
4.000 0.5100 0.05820 0.04783 -0.0731 0.6419 1.0000
4.250 0.5322 0.05916 0.04872 -0.0726 0.6286 1.0000
4.500 0.5378 0.06100 0.05052 -0.0711 0.6142 1.0000
4.750 0.5523 0.06255 0.05202 -0.0703 0.6022 1.0000
5.000 0.5912 0.06271 0.05211 -0.0708 0.5928 1.0000
5.250 0.5856 0.06545 0.05483 -0.0690 0.5796 1.0000
5.500 0.6023 0.06701 0.05635 -0.0685 0.5695 1.0000
5.750 0.6234 0.06824 0.05756 -0.0681 0.5597 1.0000
6.000 0.6195 0.07124 0.06056 -0.0669 0.5490 1.0000
6.250 0.6624 0.07096 0.06023 -0.0670 0.5407 1.0000
6.500 0.6391 0.07560 0.06489 -0.0657 0.5304 1.0000
6.750 0.6950 0.07426 0.06352 -0.0659 0.5227 1.0000
7.000 0.6578 0.08016 0.06945 -0.0646 0.5125 1.0000
7.250 0.6950 0.08033 0.06960 -0.0644 0.5044 1.0000
7.500 0.6717 0.08537 0.07467 -0.0638 0.4958 1.0000
7.750 0.7040 0.08588 0.07517 -0.0634 0.4869 1.0000
8.000 0.6832 0.09098 0.08030 -0.0631 0.4798 1.0000
8.250 0.7187 0.09122 0.08055 -0.0626 0.4703 1.0000
8.500 0.6942 0.09681 0.08619 -0.0627 0.4641 1.0000
8.750 0.7354 0.09659 0.08597 -0.0620 0.4540 1.0000
9.000 0.7057 0.10283 0.09226 -0.0625 0.4489 1.0000
9.250 0.7536 0.10198 0.09139 -0.0615 0.4377 1.0000
9.500 0.7225 0.10878 0.09826 -0.0625 0.4349 1.0000
9.750 0.7098 0.11387 0.10339 -0.0633 0.4326 1.0000
10.000 0.7048 0.11871 0.10827 -0.0643 0.4337 1.0000
10.250 0.7092 0.12331 0.11293 -0.0654 0.4362 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 612 AIRFOIL (goe612-il)