GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.33 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe620-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe620-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.1552 0.11882 0.11136 -0.0777 0.9404 0.0970
-10.000 -0.1485 0.11484 0.10736 -0.0807 0.9360 0.0960
-9.750 -0.1497 0.11173 0.10427 -0.0817 0.9286 0.0960
-9.500 -0.1439 0.10793 0.10046 -0.0846 0.9238 0.0964
-9.250 -0.1402 0.10414 0.09665 -0.0874 0.9190 0.0967
-9.000 -0.1465 0.10104 0.09358 -0.0878 0.9109 0.0967
-8.750 -0.1451 0.09673 0.08926 -0.0909 0.9059 0.0966
-8.500 -0.1547 0.09313 0.08568 -0.0919 0.8985 0.0962
-8.250 -0.1665 0.08909 0.08167 -0.0932 0.8909 0.0958
-8.000 -0.1761 0.08360 0.07617 -0.0972 0.8857 0.0960
-7.750 -0.2177 0.07990 0.07253 -0.0951 0.8735 0.0955
-7.500 -0.2600 0.07072 0.06319 -0.1002 0.8642 0.0953
-7.250 -0.2903 0.06495 0.05719 -0.1008 0.8544 0.0955
-7.000 -0.2924 0.05914 0.05094 -0.1041 0.8496 0.0972
-6.750 -0.3088 0.05645 0.04797 -0.1010 0.8394 0.0980
-6.500 -0.2999 0.05249 0.04346 -0.1020 0.8342 0.0997
-6.250 -0.2855 0.04928 0.03964 -0.1026 0.8296 0.1013
-6.000 -0.2800 0.04853 0.03888 -0.0999 0.8213 0.1027
-5.750 -0.2560 0.04744 0.03769 -0.1001 0.8165 0.1055
-5.500 -0.2268 0.04578 0.03573 -0.1012 0.8132 0.1093
-5.250 -0.2245 0.04498 0.03466 -0.0980 0.8041 0.1116
-5.000 -0.2005 0.04378 0.03326 -0.0979 0.7989 0.1145
-4.750 -0.1694 0.04288 0.03230 -0.0987 0.7954 0.1187
-4.500 -0.1615 0.04256 0.03184 -0.0961 0.7870 0.1226
-4.250 -0.1384 0.04182 0.03094 -0.0956 0.7813 0.1278
-4.000 -0.1070 0.04107 0.03014 -0.0963 0.7775 0.1343
-3.750 -0.0948 0.04085 0.02977 -0.0942 0.7698 0.1407
-3.500 -0.0742 0.04058 0.02955 -0.0932 0.7632 0.1488
-3.250 -0.0428 0.03996 0.02890 -0.0938 0.7593 0.1617
-3.000 -0.0274 0.03996 0.02887 -0.0921 0.7520 0.1739
-2.750 -0.0079 0.03989 0.02880 -0.0911 0.7449 0.1901
-2.500 0.0241 0.03953 0.02843 -0.0917 0.7408 0.2136
-2.250 0.0401 0.03976 0.02865 -0.0901 0.7335 0.2326
-2.000 0.0572 0.03999 0.02888 -0.0887 0.7260 0.2532
-1.750 0.0882 0.03988 0.02878 -0.0890 0.7219 0.2832
-1.500 0.1006 0.04042 0.02935 -0.0870 0.7138 0.3048
-1.250 0.1202 0.04070 0.02963 -0.0859 0.7067 0.3272
-1.000 0.1534 0.04050 0.02937 -0.0864 0.7029 0.3509
-0.750 0.1648 0.04112 0.02997 -0.0845 0.6941 0.3667
-0.500 0.1877 0.04132 0.03014 -0.0839 0.6876 0.3869
-0.250 0.2215 0.04110 0.02989 -0.0845 0.6840 0.4122
0.000 0.2291 0.04196 0.03078 -0.0822 0.6744 0.4291
0.250 0.2547 0.04207 0.03090 -0.0819 0.6685 0.4541
0.500 0.2891 0.04178 0.03065 -0.0825 0.6652 0.4839
0.750 0.2927 0.04292 0.03184 -0.0800 0.6545 0.5038
1.000 0.3211 0.04286 0.03186 -0.0799 0.6495 0.5375
1.500 0.3561 0.04380 0.03306 -0.0777 0.6350 0.6131
1.750 0.3877 0.04333 0.03291 -0.0777 0.6308 0.6885
2.000 0.4487 0.04243 0.03238 -0.0829 0.6281 1.0000
2.250 0.4452 0.04434 0.03416 -0.0803 0.6157 1.0000
2.500 0.4791 0.04426 0.03383 -0.0808 0.6119 1.0000
2.750 0.4809 0.04595 0.03541 -0.0787 0.6008 1.0000
3.000 0.5100 0.04607 0.03535 -0.0787 0.5960 1.0000
3.250 0.5459 0.04573 0.03483 -0.0791 0.5930 1.0000
3.500 0.5421 0.04781 0.03686 -0.0766 0.5803 1.0000
3.750 0.5759 0.04752 0.03642 -0.0768 0.5767 1.0000
4.000 0.5758 0.04945 0.03830 -0.0746 0.5648 1.0000
4.250 0.6069 0.04926 0.03798 -0.0745 0.5604 1.0000
4.750 0.6385 0.05094 0.03952 -0.0723 0.5440 1.0000
5.000 0.6740 0.05028 0.03876 -0.0723 0.5410 1.0000
5.250 0.6694 0.05274 0.04120 -0.0702 0.5278 1.0000
5.500 0.7024 0.05221 0.04058 -0.0700 0.5242 1.0000
6.000 0.7291 0.05437 0.04268 -0.0677 0.5074 1.0000
6.250 0.7641 0.05359 0.04183 -0.0675 0.5049 1.0000
6.500 0.7529 0.05697 0.04523 -0.0655 0.4908 1.0000
6.750 0.7856 0.05632 0.04453 -0.0651 0.4878 1.0000
7.250 0.8048 0.05944 0.04764 -0.0629 0.4707 1.0000
7.500 0.8395 0.05857 0.04673 -0.0626 0.4684 1.0000
8.000 0.8334 0.06438 0.05260 -0.0600 0.4464 1.0000
8.250 0.8353 0.06700 0.05524 -0.0590 0.4369 1.0000
8.500 0.8633 0.06676 0.05499 -0.0585 0.4340 1.0000
9.000 0.8699 0.07183 0.06012 -0.0569 0.4171 1.0000
9.250 0.9002 0.07123 0.05950 -0.0563 0.4149 1.0000
9.750 0.9005 0.07726 0.06562 -0.0550 0.3980 1.0000
11.750 0.9032 0.10235 0.09108 -0.0529 0.3363 1.0000
12.000 0.9288 0.10171 0.09045 -0.0519 0.3317 1.0000
12.250 0.9624 0.09981 0.08858 -0.0507 0.3290 1.0000
12.750 0.9645 0.10570 0.09458 -0.0506 0.3131 1.0000
13.250 0.9608 0.11290 0.10192 -0.0513 0.2978 1.0000
13.750 0.9595 0.11984 0.10902 -0.0522 0.2825 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)