GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.49 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe615-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe615-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2550 0.13049 0.12367 -0.0385 1.0000 0.1300
-10.250 -0.2728 0.13026 0.12358 -0.0378 1.0000 0.1307
-10.000 -0.2918 0.12993 0.12338 -0.0367 1.0000 0.1311
-9.750 -0.2642 0.12399 0.11745 -0.0335 1.0000 0.1341
-9.500 -0.2642 0.12213 0.11566 -0.0312 1.0000 0.1374
-9.250 -0.2719 0.12093 0.11455 -0.0293 1.0000 0.1409
-9.000 -0.2820 0.11972 0.11341 -0.0327 0.9952 0.1459
-8.750 -0.2800 0.11667 0.11041 -0.0389 0.9861 0.1474
-8.500 -0.2454 0.11109 0.10477 -0.0395 0.9824 0.1502
-8.250 -0.2274 0.10741 0.10108 -0.0423 0.9748 0.1529
-8.000 -0.2141 0.10405 0.09771 -0.0457 0.9665 0.1562
-7.500 -0.2304 0.09157 0.08517 -0.0628 0.9410 0.1010
-7.250 -0.2112 0.08823 0.08179 -0.0634 0.9327 0.0973
-6.750 -0.1972 0.07560 0.06893 -0.0784 0.9115 0.0862
-6.500 -0.1880 0.07235 0.06565 -0.0795 0.9003 0.0853
-6.250 -0.1667 0.06750 0.06065 -0.0846 0.8938 0.0842
-6.000 -0.1607 0.06364 0.05664 -0.0864 0.8815 0.0841
-5.750 -0.1419 0.05885 0.05156 -0.0906 0.8738 0.0844
-5.500 -0.1290 0.05512 0.04755 -0.0922 0.8632 0.0844
-5.250 -0.1065 0.05118 0.04322 -0.0948 0.8560 0.0841
-5.000 -0.0899 0.04813 0.03981 -0.0953 0.8459 0.0839
-4.750 -0.0579 0.04463 0.03579 -0.0981 0.8411 0.0841
-4.500 -0.0452 0.04275 0.03352 -0.0967 0.8293 0.0852
-4.250 -0.0118 0.04022 0.03036 -0.0985 0.8244 0.0872
-4.000 0.0042 0.03902 0.02903 -0.0971 0.8134 0.0884
-3.750 0.0374 0.03732 0.02706 -0.0982 0.8080 0.0897
-3.500 0.0575 0.03632 0.02584 -0.0972 0.7983 0.0909
-3.250 0.0885 0.03511 0.02438 -0.0977 0.7920 0.0933
-3.000 0.1159 0.03422 0.02323 -0.0975 0.7850 0.0967
-2.750 0.1402 0.03355 0.02225 -0.0968 0.7767 0.0997
-2.500 0.1762 0.03242 0.02106 -0.0979 0.7722 0.1029
-2.250 0.1932 0.03218 0.02076 -0.0962 0.7620 0.1057
-2.000 0.2273 0.03150 0.01991 -0.0969 0.7567 0.1121
-1.750 0.2518 0.03118 0.01951 -0.0963 0.7494 0.1180
-1.500 0.2770 0.03090 0.01920 -0.0957 0.7420 0.1247
-1.250 0.3131 0.03026 0.01853 -0.0968 0.7377 0.1378
-1.000 0.3280 0.03043 0.01875 -0.0949 0.7280 0.1513
-0.750 0.3595 0.02990 0.01842 -0.0954 0.7226 0.1905
-0.500 0.3896 0.02923 0.01821 -0.0957 0.7175 0.3049
-0.250 0.4031 0.02916 0.01866 -0.0936 0.7082 0.4233
0.000 0.4706 0.02736 0.01813 -0.0993 0.7043 1.0000
0.250 0.4872 0.02779 0.01831 -0.0974 0.6939 1.0000
0.500 0.5216 0.02759 0.01779 -0.0977 0.6870 1.0000
0.750 0.5378 0.02802 0.01803 -0.0957 0.6763 1.0000
1.000 0.5723 0.02781 0.01756 -0.0961 0.6696 1.0000
1.250 0.5867 0.02837 0.01797 -0.0940 0.6594 1.0000
1.500 0.6193 0.02827 0.01767 -0.0942 0.6529 1.0000
1.750 0.6344 0.02883 0.01812 -0.0922 0.6431 1.0000
2.000 0.6658 0.02877 0.01789 -0.0922 0.6363 1.0000
2.250 0.6818 0.02931 0.01834 -0.0903 0.6266 1.0000
2.500 0.7130 0.02923 0.01813 -0.0903 0.6194 1.0000
2.750 0.7287 0.02978 0.01860 -0.0884 0.6095 1.0000
3.000 0.7611 0.02964 0.01834 -0.0885 0.6022 1.0000
3.250 0.7756 0.03023 0.01888 -0.0864 0.5917 1.0000
3.500 0.8109 0.02997 0.01850 -0.0868 0.5845 1.0000
3.750 0.8227 0.03066 0.01917 -0.0844 0.5733 1.0000
4.000 0.8621 0.03024 0.01862 -0.0853 0.5663 1.0000
4.250 0.8704 0.03105 0.01945 -0.0825 0.5542 1.0000
4.500 0.8982 0.03113 0.01944 -0.0820 0.5452 1.0000
4.750 0.9189 0.03145 0.01974 -0.0807 0.5345 1.0000
5.000 0.9345 0.03200 0.02028 -0.0788 0.5233 1.0000
5.250 0.9679 0.03184 0.02003 -0.0790 0.5143 1.0000
5.500 0.9743 0.03277 0.02101 -0.0760 0.5018 1.0000
5.750 0.9967 0.03305 0.02124 -0.0749 0.4917 1.0000
6.000 1.0140 0.03351 0.02168 -0.0732 0.4807 1.0000
6.250 1.0193 0.03448 0.02269 -0.0702 0.4691 1.0000
6.500 1.0498 0.03443 0.02258 -0.0701 0.4603 1.0000
6.750 1.0488 0.03571 0.02392 -0.0664 0.4483 1.0000
7.000 1.0584 0.03662 0.02485 -0.0642 0.4380 1.0000
7.250 1.0805 0.03691 0.02513 -0.0632 0.4292 1.0000
7.500 1.0808 0.03843 0.02671 -0.0603 0.4186 1.0000
7.750 1.1101 0.03833 0.02654 -0.0600 0.4113 1.0000
8.000 1.1066 0.04017 0.02848 -0.0570 0.4010 1.0000
8.250 1.1294 0.04049 0.02879 -0.0562 0.3939 1.0000
8.500 1.1322 0.04212 0.03050 -0.0541 0.3850 1.0000
8.750 1.1594 0.04220 0.03053 -0.0536 0.3787 1.0000
9.000 1.1556 0.04442 0.03286 -0.0513 0.3702 1.0000
9.250 1.1887 0.04411 0.03251 -0.0511 0.3647 1.0000
9.500 1.1776 0.04703 0.03558 -0.0487 0.3568 1.0000
9.750 1.2012 0.04731 0.03585 -0.0479 0.3504 1.0000
10.000 1.2030 0.04935 0.03797 -0.0463 0.3434 1.0000
10.250 1.2081 0.05112 0.03982 -0.0449 0.3363 1.0000
10.500 1.2386 0.05081 0.03948 -0.0445 0.3302 1.0000
10.750 1.2085 0.05588 0.04477 -0.0424 0.3230 1.0000
11.000 1.2404 0.05522 0.04408 -0.0417 0.3170 1.0000
11.250 1.2199 0.05973 0.04876 -0.0404 0.3104 1.0000
11.500 1.2065 0.06376 0.05291 -0.0395 0.3033 1.0000
11.750 1.2607 0.06039 0.04944 -0.0386 0.2976 1.0000
12.000 1.1318 0.07948 0.06893 -0.0407 0.2876 1.0000
12.250 1.1904 0.07411 0.06356 -0.0383 0.2839 1.0000
12.500 1.0543 0.09900 0.08865 -0.0455 0.2702 1.0000
12.750 1.0992 0.09441 0.08411 -0.0427 0.2670 1.0000
13.000 1.1634 0.08716 0.07690 -0.0391 0.2652 1.0000
13.250 1.0562 0.10897 0.09883 -0.0467 0.2509 1.0000
13.500 1.0984 0.10462 0.09457 -0.0439 0.2486 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)