GOE 619 AIRFOIL (goe619-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 619 AIRFOIL (goe619-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.97 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe619-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe619-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 619 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2565 0.12603 0.11875 -0.0337 1.0000 0.2255
-10.000 -0.2579 0.12428 0.11707 -0.0330 1.0000 0.2317
-9.750 -0.2873 0.12601 0.11897 -0.0327 1.0000 0.2355
-9.500 -0.2643 0.12008 0.11306 -0.0313 1.0000 0.2394
-9.250 -0.2592 0.11766 0.11070 -0.0297 1.0000 0.2461
-9.000 -0.2839 0.11844 0.11164 -0.0282 1.0000 0.2518
-8.750 -0.2890 0.11602 0.10932 -0.0265 1.0000 0.2546
-8.500 -0.2747 0.11248 0.10580 -0.0243 1.0000 0.2608
-8.250 -0.2883 0.11184 0.10528 -0.0219 1.0000 0.2666
-8.000 -0.3291 0.11382 0.10745 -0.0190 1.0000 0.2698
-7.750 -0.3161 0.10943 0.10310 -0.0171 1.0000 0.2731
-7.500 -0.3128 0.10711 0.10083 -0.0147 1.0000 0.2782
-7.250 -0.3305 0.10660 0.10043 -0.0120 1.0000 0.2839
-7.000 -0.3757 0.10835 0.10237 -0.0084 1.0000 0.2871
-6.750 -0.3687 0.10463 0.09869 -0.0067 1.0000 0.2903
-6.500 -0.3621 0.10205 0.09615 -0.0045 1.0000 0.2964
-6.250 -0.3871 0.10176 0.09597 -0.0014 1.0000 0.3020
-6.000 -0.4384 0.10298 0.09736 0.0015 1.0000 0.3050
-5.750 -0.4143 0.09844 0.09281 0.0041 1.0000 0.3109
-5.500 -0.4274 0.09710 0.09154 0.0063 1.0000 0.3186
-5.250 -0.4633 0.09632 0.09088 0.0055 1.0000 0.3236
-5.000 -0.4443 0.09281 0.08738 0.0098 1.0000 0.3310
-4.750 -0.4722 0.09157 0.08620 0.0076 1.0000 0.3413
-4.500 -0.4549 0.06233 0.05572 -0.0333 1.0000 0.1862
-4.250 -0.4400 0.05807 0.05126 -0.0348 1.0000 0.1853
-4.000 -0.4209 0.05275 0.04549 -0.0383 1.0000 0.1870
-3.750 -0.4096 0.05303 0.04600 -0.0354 1.0000 0.1938
-3.500 -0.3834 0.04731 0.03941 -0.0402 1.0000 0.2020
-3.250 -0.3696 0.04697 0.03926 -0.0384 1.0000 0.2101
-3.000 -0.3499 0.04503 0.03701 -0.0390 1.0000 0.2233
-2.750 -0.3311 0.04385 0.03560 -0.0390 1.0000 0.2383
-2.500 -0.3137 0.04332 0.03493 -0.0385 1.0000 0.2547
-2.250 -0.2958 0.04286 0.03431 -0.0381 1.0000 0.2709
-2.000 -0.2620 0.04265 0.03387 -0.0404 0.9941 0.2874
-1.750 -0.2144 0.04265 0.03363 -0.0451 0.9811 0.3048
-1.500 -0.1733 0.04256 0.03345 -0.0484 0.9695 0.3184
-1.250 -0.1400 0.04236 0.03312 -0.0504 0.9583 0.3339
-1.000 -0.1052 0.04222 0.03282 -0.0526 0.9466 0.3507
-0.750 -0.0681 0.04224 0.03267 -0.0551 0.9344 0.3728
-0.500 -0.0314 0.04240 0.03280 -0.0572 0.9219 0.3996
-0.250 0.0097 0.04262 0.03296 -0.0599 0.9091 0.4334
0.000 0.0369 0.04262 0.03293 -0.0604 0.8955 0.4657
0.250 0.0708 0.04273 0.03304 -0.0619 0.8811 0.5022
0.500 0.1068 0.04287 0.03323 -0.0637 0.8665 0.5428
0.750 0.1435 0.04296 0.03352 -0.0653 0.8514 0.5915
1.000 0.1798 0.04293 0.03385 -0.0664 0.8362 0.6570
1.250 0.2342 0.04204 0.03400 -0.0707 0.8190 1.0000
1.500 0.2824 0.04282 0.03417 -0.0754 0.8013 1.0000
1.750 0.3208 0.04347 0.03446 -0.0773 0.7839 1.0000
2.000 0.3567 0.04403 0.03476 -0.0785 0.7667 1.0000
2.250 0.3916 0.04450 0.03503 -0.0793 0.7492 1.0000
2.500 0.4257 0.04491 0.03528 -0.0799 0.7320 1.0000
2.750 0.4591 0.04526 0.03551 -0.0802 0.7151 1.0000
3.000 0.4925 0.04551 0.03564 -0.0804 0.6981 1.0000
3.250 0.5248 0.04577 0.03582 -0.0804 0.6818 1.0000
3.500 0.5581 0.04588 0.03586 -0.0802 0.6656 1.0000
3.750 0.5939 0.04578 0.03569 -0.0802 0.6503 1.0000
4.000 0.6521 0.04426 0.03411 -0.0817 0.6395 1.0000
4.250 0.6799 0.04429 0.03410 -0.0807 0.6235 1.0000
4.500 0.7055 0.04445 0.03424 -0.0795 0.6078 1.0000
4.750 0.7286 0.04485 0.03460 -0.0782 0.5924 1.0000
5.000 0.7505 0.04536 0.03509 -0.0769 0.5776 1.0000
5.250 0.8452 0.04141 0.03112 -0.0815 0.5718 1.0000
5.500 0.8567 0.04248 0.03218 -0.0792 0.5565 1.0000
5.750 0.8540 0.04456 0.03426 -0.0759 0.5416 1.0000
6.000 0.8436 0.04754 0.03723 -0.0726 0.5276 1.0000
6.250 0.9466 0.04309 0.03277 -0.0779 0.5221 1.0000
6.500 0.9031 0.04798 0.03769 -0.0716 0.5081 1.0000
6.750 0.8478 0.05538 0.04508 -0.0676 0.4936 1.0000
7.000 0.9387 0.05046 0.04019 -0.0694 0.4900 1.0000
7.250 0.8141 0.06587 0.05559 -0.0661 0.4752 1.0000
7.500 0.9055 0.05948 0.04925 -0.0653 0.4723 1.0000
7.750 0.7634 0.07843 0.06815 -0.0660 0.4621 1.0000
8.000 0.8056 0.07793 0.06770 -0.0654 0.4566 1.0000
8.250 0.7808 0.08469 0.07447 -0.0661 0.4546 1.0000
8.500 0.7619 0.09076 0.08057 -0.0670 0.4543 1.0000
8.750 0.7524 0.09590 0.08574 -0.0678 0.4544 1.0000
9.000 0.7536 0.10029 0.09017 -0.0686 0.4553 1.0000
9.250 0.6264 0.11849 0.10851 -0.0775 0.5733 1.0000
9.500 0.6314 0.12143 0.11147 -0.0777 0.5693 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 619 AIRFOIL (goe619-il)