GOE 614 AIRFOIL (goe614-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 614 AIRFOIL (goe614-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.73 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe614-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe614-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 614 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2238 0.13566 0.13009 -0.0352 0.9613 0.2512
-8.000 -0.2530 0.13681 0.13131 -0.0390 0.9521 0.2568
-7.750 -0.2132 0.13032 0.12478 -0.0421 0.9428 0.2598
-7.500 -0.1882 0.12658 0.12102 -0.0442 0.9329 0.2645
-7.250 -0.1797 0.12424 0.11866 -0.0477 0.9246 0.2726
-7.000 -0.2237 0.12561 0.12015 -0.0467 0.9127 0.2759
-6.750 -0.1677 0.11873 0.11319 -0.0510 0.9059 0.2808
-6.500 -0.1614 0.11671 0.11118 -0.0504 0.8947 0.2869
-6.250 -0.1854 0.11641 0.11095 -0.0496 0.8850 0.2935
-6.000 -0.2255 0.11667 0.11129 -0.0477 0.8755 0.2951
-5.500 -0.3490 0.08670 0.08098 -0.0687 0.8666 0.1552
-5.250 -0.3464 0.08100 0.07505 -0.0721 0.8595 0.1523
-5.000 -0.3323 0.07483 0.06854 -0.0770 0.8534 0.1511
-4.750 -0.3355 0.07054 0.06393 -0.0775 0.8460 0.1507
-4.500 -0.3155 0.06507 0.05780 -0.0813 0.8399 0.1516
-4.250 -0.2972 0.06110 0.05307 -0.0831 0.8337 0.1538
-4.000 -0.2857 0.06031 0.05227 -0.0819 0.8260 0.1570
-3.750 -0.2444 0.05867 0.05027 -0.0847 0.8189 0.1659
-3.500 -0.2442 0.05801 0.04940 -0.0821 0.8121 0.1713
-3.250 -0.2261 0.05780 0.04906 -0.0815 0.8061 0.1831
-3.000 -0.1903 0.05765 0.04896 -0.0827 0.7993 0.2080
-2.750 -0.1916 0.05793 0.04927 -0.0795 0.7939 0.2268
-2.500 -0.1766 0.05820 0.04942 -0.0783 0.7883 0.2584
-2.250 -0.1382 0.05939 0.05065 -0.0794 0.7818 0.2962
-2.000 -0.1425 0.06061 0.05208 -0.0760 0.7791 0.3082
-1.750 -0.1399 0.06163 0.05315 -0.0736 0.7762 0.3243
-1.500 -0.1320 0.06248 0.05397 -0.0720 0.7739 0.3407
-1.250 -0.1242 0.06353 0.05497 -0.0706 0.7748 0.3575
-1.000 -0.1140 0.06475 0.05610 -0.0696 0.7777 0.3751
-0.750 -0.0975 0.06611 0.05748 -0.0692 0.7807 0.3936
0.000 -0.1577 0.06886 0.06042 -0.0583 0.8637 0.4039
0.250 -0.1267 0.07048 0.06195 -0.0598 0.8564 0.4262
0.500 -0.1144 0.07105 0.06243 -0.0589 0.8519 0.4419
0.750 -0.0980 0.07143 0.06272 -0.0584 0.8426 0.4594
1.000 -0.0623 0.07399 0.06520 -0.0605 0.8369 0.4833
1.250 -0.0610 0.07333 0.06445 -0.0582 0.8280 0.4972
1.500 -0.0279 0.07532 0.06639 -0.0601 0.8204 0.5221
1.750 -0.0157 0.07614 0.06717 -0.0595 0.8146 0.5421
2.000 0.0080 0.07730 0.06830 -0.0601 0.8041 0.5720
2.250 0.0362 0.07958 0.07065 -0.0614 0.7991 0.6100
2.500 0.0454 0.07951 0.07073 -0.0602 0.7877 0.6414
2.750 0.0893 0.08263 0.07412 -0.0635 0.7818 0.7109
3.000 0.0925 0.08161 0.07363 -0.0620 0.7707 0.7882
3.250 0.1560 0.08551 0.07724 -0.0721 0.7625 1.0000
3.500 0.1625 0.08583 0.07731 -0.0713 0.7497 1.0000
3.750 0.1886 0.08874 0.07991 -0.0730 0.7429 1.0000
4.000 0.2031 0.08993 0.08090 -0.0728 0.7303 1.0000
4.250 0.2185 0.09218 0.08296 -0.0731 0.7229 1.0000
4.500 0.2405 0.09413 0.08473 -0.0737 0.7111 1.0000
4.750 0.2485 0.09592 0.08640 -0.0731 0.7030 1.0000
5.000 0.2729 0.09826 0.08858 -0.0740 0.6927 1.0000
5.250 0.2792 0.09999 0.09021 -0.0733 0.6844 1.0000
5.500 0.3050 0.10250 0.09258 -0.0743 0.6741 1.0000
5.750 0.3105 0.10437 0.09437 -0.0736 0.6672 1.0000
6.000 0.3280 0.10639 0.09629 -0.0738 0.6573 1.0000
6.250 0.3611 0.11067 0.10043 -0.0758 0.6530 1.0000
6.500 0.3508 0.11044 0.10018 -0.0735 0.6413 1.0000
6.750 0.3865 0.11449 0.10410 -0.0755 0.6358 1.0000
7.000 0.3752 0.11471 0.10430 -0.0734 0.6261 1.0000
7.250 0.3993 0.11752 0.10702 -0.0743 0.6196 1.0000
7.500 0.4284 0.12184 0.11124 -0.0758 0.6165 1.0000
7.750 0.4132 0.12128 0.11070 -0.0736 0.6068 1.0000
8.000 0.4362 0.12416 0.11350 -0.0744 0.6014 1.0000
8.250 0.4711 0.12919 0.11843 -0.0764 0.5985 1.0000
8.500 0.4497 0.12784 0.11711 -0.0738 0.5890 1.0000
8.750 0.4724 0.13068 0.11989 -0.0745 0.5832 1.0000
9.000 0.5060 0.13563 0.12479 -0.0763 0.5804 1.0000
9.250 0.4857 0.13443 0.12359 -0.0742 0.5726 1.0000
9.500 0.5023 0.13678 0.12591 -0.0746 0.5668 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 614 AIRFOIL (goe614-il)