GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.33 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe615-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe615-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 615 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2318 0.13021 0.12336 -0.0349 1.0000 0.1885
-10.250 -0.2435 0.12991 0.12317 -0.0339 1.0000 0.1935
-10.000 -0.2732 0.13212 0.12556 -0.0327 1.0000 0.1955
-9.750 -0.2547 0.12622 0.11969 -0.0307 1.0000 0.1990
-9.500 -0.2505 0.12373 0.11725 -0.0285 1.0000 0.2040
-9.250 -0.2614 0.12305 0.11668 -0.0265 1.0000 0.2093
-9.000 -0.2896 0.12448 0.11827 -0.0246 1.0000 0.2125
-8.750 -0.3274 0.12680 0.12077 -0.0224 1.0000 0.2135
-8.500 -0.2823 0.11858 0.11250 -0.0201 1.0000 0.2219
-8.250 -0.2977 0.11823 0.11227 -0.0179 1.0000 0.2278
-8.000 -0.3313 0.11975 0.11394 -0.0157 1.0000 0.2305
-7.750 -0.3292 0.11642 0.11069 -0.0138 1.0000 0.2341
-7.500 -0.3222 0.11384 0.10816 -0.0113 1.0000 0.2414
-7.250 -0.3456 0.11400 0.10844 -0.0090 1.0000 0.2467
-7.000 -0.3845 0.11541 0.11001 -0.0062 1.0000 0.2487
-6.750 -0.3690 0.11105 0.10569 -0.0045 1.0000 0.2541
-6.500 -0.3745 0.10961 0.10432 -0.0021 1.0000 0.2604
-6.250 -0.4060 0.10998 0.10482 0.0009 1.0000 0.2650
-6.000 -0.4557 0.11160 0.10658 0.0002 1.0000 0.2677
-5.750 -0.4252 0.10638 0.10138 0.0052 1.0000 0.2743
-5.500 -0.4253 0.10429 0.09930 -0.0015 0.9902 0.2875
-5.250 -0.4102 0.10190 0.09688 -0.0058 0.9815 0.3037
-5.000 -0.3807 0.09776 0.09275 -0.0044 0.9740 0.3162
-4.750 -0.3684 0.09505 0.09006 -0.0060 0.9660 0.3327
-4.500 -0.3564 0.09248 0.08748 -0.0075 0.9578 0.3503
-4.250 -0.3499 0.09017 0.08519 -0.0076 0.9498 0.3674
-4.000 -0.3394 0.08786 0.08289 -0.0081 0.9430 0.3874
-3.750 -0.3459 0.08663 0.08167 -0.0090 0.9366 0.4137
-3.500 -0.3353 0.08400 0.07908 -0.0064 0.9302 0.4335
-3.250 -0.3221 0.08210 0.07719 -0.0057 0.9245 0.4685
-3.000 -0.3209 0.08006 0.07521 -0.0003 0.9191 0.4904
-2.750 -0.3160 0.07841 0.07361 0.0046 0.9143 0.5287
-2.500 -0.1580 0.05900 0.05160 -0.0635 0.9072 0.1935
-2.250 -0.1358 0.05591 0.04795 -0.0650 0.9020 0.1806
-2.000 -0.1067 0.05416 0.04576 -0.0665 0.8961 0.1767
-1.750 -0.0725 0.05277 0.04393 -0.0686 0.8898 0.1765
-1.500 -0.0553 0.05181 0.04265 -0.0680 0.8837 0.1765
-1.250 -0.0205 0.05086 0.04131 -0.0697 0.8766 0.1764
-1.000 0.0025 0.05033 0.04044 -0.0695 0.8690 0.1776
-0.750 0.0333 0.04988 0.03988 -0.0705 0.8602 0.1836
-0.500 0.0593 0.04974 0.03957 -0.0708 0.8504 0.1898
-0.250 0.1079 0.04948 0.03903 -0.0737 0.8397 0.1990
0.000 0.1175 0.04956 0.03910 -0.0716 0.8297 0.2075
0.250 0.1580 0.04965 0.03905 -0.0735 0.8183 0.2281
0.500 0.1995 0.04954 0.03902 -0.0756 0.8068 0.2664
0.750 0.2246 0.04863 0.03912 -0.0756 0.7961 0.4086
1.000 0.2790 0.04749 0.03899 -0.0791 0.7838 1.0000
1.250 0.3147 0.04833 0.03944 -0.0802 0.7717 1.0000
1.500 0.3267 0.04939 0.04030 -0.0788 0.7591 1.0000
1.750 0.3517 0.05035 0.04104 -0.0788 0.7462 1.0000
2.000 0.3881 0.05114 0.04158 -0.0798 0.7336 1.0000
2.250 0.4169 0.05196 0.04222 -0.0800 0.7205 1.0000
2.500 0.4318 0.05307 0.04321 -0.0789 0.7060 1.0000
2.750 0.4507 0.05419 0.04421 -0.0782 0.6920 1.0000
3.000 0.4754 0.05516 0.04505 -0.0779 0.6784 1.0000
3.250 0.5156 0.05557 0.04531 -0.0788 0.6663 1.0000
3.500 0.5359 0.05660 0.04626 -0.0781 0.6526 1.0000
3.750 0.5460 0.05813 0.04773 -0.0767 0.6381 1.0000
4.000 0.5596 0.05961 0.04915 -0.0757 0.6245 1.0000
4.250 0.5838 0.06065 0.05011 -0.0753 0.6125 1.0000
4.500 0.6190 0.06102 0.05041 -0.0754 0.6015 1.0000
4.750 0.6181 0.06341 0.05278 -0.0737 0.5877 1.0000
5.000 0.6256 0.06553 0.05487 -0.0727 0.5759 1.0000
5.250 0.6728 0.06510 0.05437 -0.0731 0.5670 1.0000
5.500 0.6573 0.06876 0.05803 -0.0713 0.5539 1.0000
5.750 0.6653 0.07107 0.06032 -0.0704 0.5437 1.0000
6.000 0.6909 0.07211 0.06134 -0.0701 0.5343 1.0000
6.250 0.6774 0.07608 0.06531 -0.0690 0.5242 1.0000
6.500 0.7188 0.07600 0.06520 -0.0688 0.5158 1.0000
6.750 0.6889 0.08156 0.07079 -0.0680 0.5079 1.0000
7.000 0.7163 0.08263 0.07185 -0.0677 0.4996 1.0000
7.250 0.7035 0.08699 0.07623 -0.0673 0.4927 1.0000
7.500 0.6952 0.09120 0.08046 -0.0673 0.4885 1.0000
7.750 0.7418 0.09108 0.08032 -0.0670 0.4799 1.0000
8.000 0.7145 0.09691 0.08620 -0.0672 0.4774 1.0000
8.250 0.7070 0.10143 0.09075 -0.0677 0.4769 1.0000
8.500 0.7124 0.10556 0.09491 -0.0685 0.4789 1.0000
8.750 0.6393 0.11970 0.10927 -0.0751 0.5667 1.0000
9.000 0.6228 0.12115 0.11072 -0.0738 0.5596 1.0000
9.250 0.6429 0.12414 0.11373 -0.0744 0.5519 1.0000
9.500 0.6614 0.12811 0.11770 -0.0753 0.5485 1.0000
9.750 0.6499 0.12927 0.11888 -0.0744 0.5396 1.0000
10.000 0.6780 0.13309 0.12273 -0.0754 0.5332 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)