GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.2 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe620-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe620-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 620 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3614 0.13702 0.13116 -0.0075 1.0000 0.2660
-7.500 -0.3992 0.13816 0.13241 -0.0064 1.0000 0.2717
-7.250 -0.4049 0.13542 0.12973 -0.0053 1.0000 0.2740
-7.000 -0.3847 0.13175 0.12606 -0.0038 1.0000 0.2785
-6.750 -0.3877 0.13013 0.12448 -0.0022 1.0000 0.2846
-6.500 -0.4285 0.13084 0.12530 -0.0004 1.0000 0.2910
-6.250 -0.4281 0.12762 0.12213 0.0009 1.0000 0.2945
-6.000 -0.4124 0.12487 0.11939 0.0024 1.0000 0.3010
-5.750 -0.4342 0.12411 0.11870 0.0045 1.0000 0.3085
-5.500 -0.5036 0.12545 0.12018 0.0078 1.0000 0.3117
-5.250 -0.4521 0.11986 0.11457 0.0083 1.0000 0.3177
-5.000 -0.4589 0.11818 0.11294 0.0104 1.0000 0.3244
-4.750 -0.5265 0.11851 0.11338 0.0112 1.0000 0.3322
-4.500 -0.5018 0.11449 0.10938 0.0146 1.0000 0.3357
-4.250 -0.4973 0.11220 0.10712 0.0165 1.0000 0.3416
-4.000 -0.5313 0.11040 0.10536 0.0150 1.0000 0.3533
-3.750 -0.5186 0.07887 0.07268 -0.0274 1.0000 0.1979
-3.500 -0.5074 0.07578 0.06953 -0.0278 1.0000 0.1963
-3.250 -0.4937 0.07196 0.06554 -0.0297 1.0000 0.1940
-3.000 -0.4764 0.06725 0.06051 -0.0328 1.0000 0.1908
-2.750 -0.4567 0.06244 0.05518 -0.0362 1.0000 0.1886
-2.500 -0.4389 0.05979 0.05216 -0.0375 1.0000 0.1906
-2.250 -0.4193 0.05749 0.04939 -0.0387 0.9997 0.1942
-2.000 -0.3865 0.05566 0.04679 -0.0419 0.9948 0.1987
-1.750 -0.3620 0.05586 0.04709 -0.0427 0.9901 0.2045
-1.500 -0.3308 0.05577 0.04656 -0.0448 0.9832 0.2144
-1.250 -0.3059 0.05604 0.04679 -0.0456 0.9780 0.2233
-1.000 -0.2763 0.05623 0.04672 -0.0471 0.9696 0.2377
-0.750 -0.2524 0.05670 0.04705 -0.0476 0.9643 0.2551
-0.500 -0.2257 0.05732 0.04775 -0.0485 0.9552 0.2777
-0.250 -0.2027 0.05818 0.04864 -0.0488 0.9493 0.3064
0.000 -0.1776 0.05900 0.04954 -0.0493 0.9393 0.3396
0.250 -0.1565 0.06011 0.05060 -0.0492 0.9338 0.3738
0.500 -0.1364 0.06091 0.05158 -0.0488 0.9230 0.4081
0.750 -0.1165 0.06220 0.05299 -0.0485 0.9168 0.4422
1.000 -0.0927 0.06305 0.05383 -0.0489 0.9055 0.4771
1.250 -0.0693 0.06440 0.05520 -0.0494 0.8992 0.5074
1.500 -0.0422 0.06538 0.05618 -0.0505 0.8874 0.5413
1.750 -0.0205 0.06660 0.05741 -0.0510 0.8805 0.5766
2.000 0.0094 0.06778 0.05874 -0.0525 0.8689 0.6214
2.250 0.0293 0.06861 0.05978 -0.0529 0.8607 0.6717
2.500 0.0995 0.07066 0.06279 -0.0627 0.8483 1.0000
2.750 0.1145 0.07118 0.06289 -0.0639 0.8359 1.0000
3.000 0.1468 0.07393 0.06522 -0.0667 0.8269 1.0000
3.250 0.1732 0.07568 0.06669 -0.0682 0.8129 1.0000
3.500 0.1831 0.07675 0.06760 -0.0674 0.8007 1.0000
3.750 0.2212 0.08023 0.07081 -0.0704 0.7913 1.0000
4.000 0.2326 0.08099 0.07146 -0.0696 0.7766 1.0000
4.250 0.2425 0.08250 0.07286 -0.0690 0.7658 1.0000
4.500 0.2882 0.08642 0.07656 -0.0725 0.7546 1.0000
4.750 0.2812 0.08642 0.07654 -0.0698 0.7421 1.0000
5.000 0.3110 0.08969 0.07967 -0.0717 0.7348 1.0000
5.250 0.3169 0.09064 0.08056 -0.0705 0.7219 1.0000
5.500 0.3387 0.09360 0.08343 -0.0715 0.7154 1.0000
5.750 0.3489 0.09490 0.08467 -0.0709 0.7027 1.0000
6.000 0.3718 0.09813 0.08782 -0.0720 0.6973 1.0000
6.250 0.3695 0.09907 0.08873 -0.0705 0.6876 1.0000
6.500 0.4028 0.10257 0.09215 -0.0725 0.6811 1.0000
6.750 0.3971 0.10393 0.09349 -0.0709 0.6754 1.0000
7.000 0.4139 0.10600 0.09552 -0.0712 0.6659 1.0000
7.250 0.4455 0.11008 0.09952 -0.0731 0.6613 1.0000
7.500 0.4318 0.11038 0.09983 -0.0708 0.6539 1.0000
7.750 0.4512 0.11294 0.10235 -0.0715 0.6474 1.0000
8.000 0.4855 0.11747 0.10684 -0.0736 0.6437 1.0000
8.250 0.4674 0.11729 0.10667 -0.0711 0.6361 1.0000
8.500 0.4891 0.11997 0.10932 -0.0719 0.6288 1.0000
8.750 0.5154 0.12406 0.11339 -0.0733 0.6252 1.0000
9.000 0.5030 0.12411 0.11345 -0.0715 0.6171 1.0000
9.250 0.5232 0.12690 0.11624 -0.0722 0.6111 1.0000
9.500 0.5511 0.13137 0.12068 -0.0738 0.6076 1.0000
9.750 0.5383 0.13105 0.12039 -0.0720 0.5980 1.0000
10.000 0.5652 0.13460 0.12395 -0.0732 0.5918 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)