GOE 613 AIRFOIL (goe613-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 613 AIRFOIL (goe613-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.3 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe613-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe613-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 613 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3425 0.10915 0.10260 -0.0284 1.0000 0.1940
-8.250 -0.3303 0.10485 0.09833 -0.0266 1.0000 0.2021
-8.000 -0.3475 0.10420 0.09782 -0.0254 1.0000 0.2090
-7.750 -0.3432 0.10077 0.09446 -0.0236 1.0000 0.2156
-7.500 -0.3565 0.09963 0.09344 -0.0214 1.0000 0.2236
-7.250 -0.3903 0.10005 0.09406 -0.0188 1.0000 0.2256
-7.000 -0.3737 0.09576 0.08977 -0.0163 1.0000 0.2381
-6.750 -0.4088 0.09595 0.09016 -0.0152 1.0000 0.2413
-6.500 -0.3976 0.09226 0.08649 -0.0117 1.0000 0.2546
-6.250 -0.3983 0.08956 0.08386 -0.0090 1.0000 0.2656
-6.000 -0.4312 0.08940 0.08383 -0.0101 1.0000 0.2727
-5.750 -0.4336 0.08688 0.08138 -0.0075 1.0000 0.2881
-5.500 -0.4205 0.08321 0.07777 -0.0018 1.0000 0.3085
-5.250 -0.4230 0.08106 0.07569 0.0013 1.0000 0.3289
-5.000 -0.4404 0.07982 0.07451 0.0018 1.0000 0.3501
-4.750 -0.4309 0.07678 0.07155 0.0080 1.0000 0.3770
-4.500 0.0643 0.04950 0.04288 -0.0335 1.0000 1.0000
-4.250 0.0664 0.04826 0.04172 -0.0324 1.0000 1.0000
-4.000 0.0676 0.04709 0.04063 -0.0312 1.0000 1.0000
-3.750 0.0302 0.04822 0.04198 -0.0208 1.0000 0.9853
-3.500 -0.0328 0.05049 0.04451 -0.0054 1.0000 0.9556
-3.250 -0.0911 0.05203 0.04629 0.0077 1.0000 0.9243
-3.000 -0.1458 0.05267 0.04716 0.0184 1.0000 0.8850
-2.750 -0.2036 0.05320 0.04790 0.0290 1.0000 0.8517
-2.500 -0.2587 0.05320 0.04814 0.0383 1.0000 0.8220
-2.000 -0.2182 0.04157 0.03336 -0.0289 1.0000 0.2088
-1.750 -0.1929 0.03974 0.03106 -0.0292 1.0000 0.1927
-1.500 -0.1712 0.03822 0.02925 -0.0291 1.0000 0.1855
-1.250 -0.1482 0.03722 0.02776 -0.0288 1.0000 0.1768
-1.000 -0.1277 0.03620 0.02648 -0.0284 1.0000 0.1711
-0.750 -0.1063 0.03565 0.02544 -0.0278 1.0000 0.1656
-0.500 -0.0605 0.03540 0.02481 -0.0316 0.9896 0.1631
-0.250 -0.0023 0.03513 0.02433 -0.0377 0.9728 0.1683
0.000 0.0512 0.03499 0.02397 -0.0424 0.9551 0.1735
0.250 0.1047 0.03496 0.02366 -0.0469 0.9367 0.1796
0.500 0.1562 0.03478 0.02347 -0.0511 0.9191 0.1946
0.750 0.2064 0.03441 0.02334 -0.0552 0.9020 0.2313
1.000 0.2753 0.03209 0.02292 -0.0616 0.8864 1.0000
1.250 0.3164 0.03258 0.02293 -0.0638 0.8668 1.0000
1.500 0.3550 0.03297 0.02305 -0.0656 0.8465 1.0000
1.750 0.4009 0.03317 0.02302 -0.0684 0.8280 1.0000
2.000 0.4508 0.03311 0.02279 -0.0715 0.8107 1.0000
2.250 0.4795 0.03335 0.02293 -0.0714 0.7894 1.0000
2.500 0.5235 0.03311 0.02261 -0.0731 0.7711 1.0000
2.750 0.5724 0.03255 0.02198 -0.0753 0.7544 1.0000
3.000 0.6237 0.03178 0.02119 -0.0776 0.7382 1.0000
3.250 0.6724 0.03096 0.02033 -0.0793 0.7219 1.0000
3.500 0.6998 0.03103 0.02038 -0.0784 0.7015 1.0000
3.750 0.7368 0.03068 0.02003 -0.0786 0.6830 1.0000
4.000 0.7761 0.03025 0.01958 -0.0791 0.6653 1.0000
4.250 0.8148 0.02991 0.01923 -0.0795 0.6482 1.0000
4.500 0.8524 0.02965 0.01893 -0.0799 0.6314 1.0000
4.750 0.8731 0.03028 0.01957 -0.0784 0.6133 1.0000
5.000 0.8984 0.03076 0.02005 -0.0776 0.5970 1.0000
5.250 0.9246 0.03127 0.02059 -0.0769 0.5816 1.0000
5.500 0.9503 0.03189 0.02123 -0.0762 0.5673 1.0000
5.750 0.9764 0.03257 0.02193 -0.0756 0.5539 1.0000
6.000 1.0053 0.03318 0.02257 -0.0754 0.5413 1.0000
6.250 1.0247 0.03430 0.02377 -0.0741 0.5286 1.0000
6.500 1.0354 0.03595 0.02555 -0.0720 0.5167 1.0000
6.750 1.0498 0.03744 0.02715 -0.0704 0.5054 1.0000
7.000 1.0766 0.03833 0.02812 -0.0700 0.4947 1.0000
7.250 1.0921 0.03977 0.02969 -0.0684 0.4837 1.0000
7.500 1.0895 0.04228 0.03239 -0.0652 0.4734 1.0000
7.750 1.1120 0.04343 0.03364 -0.0644 0.4633 1.0000
8.000 1.1321 0.04463 0.03496 -0.0632 0.4527 1.0000
8.250 1.1061 0.04877 0.03929 -0.0585 0.4444 1.0000
8.500 1.1392 0.04930 0.03997 -0.0584 0.4345 1.0000
8.750 1.0242 0.06014 0.05075 -0.0496 0.4307 1.0000
9.000 0.9080 0.07623 0.06656 -0.0504 0.4259 1.0000
9.250 0.9121 0.07965 0.07009 -0.0501 0.4187 1.0000
9.500 0.8698 0.08832 0.07866 -0.0518 0.4162 1.0000
9.750 0.8553 0.09386 0.08423 -0.0526 0.4123 1.0000
10.000 0.7711 0.10965 0.09993 -0.0608 0.4715 1.0000
10.250 0.8258 0.10588 0.09631 -0.0557 0.4155 1.0000
10.500 0.8348 0.11096 0.10151 -0.0573 0.4218 1.0000
10.750 1.3131 0.05274 0.04471 -0.0427 0.3153 1.0000
11.000 1.2682 0.05811 0.05029 -0.0369 0.3136 1.0000
11.250 1.2088 0.06621 0.05842 -0.0328 0.3159 1.0000
11.500 1.3446 0.04738 0.03945 -0.0311 0.2550 1.0000
11.750 1.3320 0.04779 0.03997 -0.0261 0.2402 1.0000
12.000 1.3160 0.04892 0.04122 -0.0218 0.2256 1.0000
12.250 1.2965 0.05088 0.04332 -0.0182 0.2102 1.0000
12.500 1.2753 0.05367 0.04621 -0.0157 0.1937 1.0000
12.750 1.2555 0.05682 0.04932 -0.0140 0.1740 1.0000
13.000 1.2332 0.06130 0.05377 -0.0135 0.1539 1.0000
13.250 1.2155 0.06577 0.05805 -0.0134 0.1368 1.0000
13.500 1.1995 0.07052 0.06259 -0.0137 0.1231 1.0000
13.750 1.1879 0.07519 0.06722 -0.0141 0.1134 1.0000
14.000 1.1807 0.07934 0.07124 -0.0143 0.1055 1.0000
14.250 1.1748 0.08368 0.07564 -0.0147 0.0989 1.0000
14.500 1.1747 0.08721 0.07913 -0.0145 0.0936 1.0000
14.750 1.1679 0.09222 0.08438 -0.0155 0.0903 1.0000
15.000 1.1645 0.09664 0.08893 -0.0163 0.0871 1.0000
15.250 1.1719 0.09918 0.09138 -0.0156 0.0828 1.0000
15.500 1.1571 0.10593 0.09841 -0.0183 0.0822 1.0000
15.750 1.1380 0.11379 0.10652 -0.0220 0.0822 1.0000
16.000 1.1156 0.12280 0.11574 -0.0266 0.0829 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 613 AIRFOIL (goe613-il)