GOE 621 AIRFOIL (goe621-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 621 AIRFOIL (goe621-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.32 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe621-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe621-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 621 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2909 0.12879 0.12233 -0.0211 1.0000 0.2407
-9.000 -0.3132 0.12931 0.12297 -0.0192 1.0000 0.2462
-8.750 -0.3562 0.13194 0.12576 -0.0174 1.0000 0.2480
-8.500 -0.3216 0.12533 0.11913 -0.0154 1.0000 0.2527
-8.250 -0.3236 0.12373 0.11758 -0.0134 1.0000 0.2584
-8.000 -0.3488 0.12419 0.11815 -0.0116 1.0000 0.2643
-7.750 -0.3853 0.12506 0.11917 -0.0098 1.0000 0.2666
-7.500 -0.3523 0.11955 0.11362 -0.0081 1.0000 0.2719
-7.250 -0.3582 0.11816 0.11229 -0.0062 1.0000 0.2783
-7.000 -0.4015 0.11962 0.11389 -0.0039 1.0000 0.2836
-6.750 -0.3902 0.11563 0.10992 -0.0025 1.0000 0.2876
-6.500 -0.3839 0.11332 0.10764 -0.0006 1.0000 0.2949
-6.250 -0.4245 0.11402 0.10846 0.0024 1.0000 0.3015
-6.000 -0.4246 0.11099 0.10548 0.0041 1.0000 0.3060
-5.750 -0.4179 0.10867 0.10318 0.0061 1.0000 0.3148
-5.500 -0.4688 0.10935 0.10398 0.0090 1.0000 0.3206
-5.250 -0.4529 0.10545 0.10011 0.0113 1.0000 0.3266
-5.000 -0.4630 0.10386 0.09856 0.0132 1.0000 0.3364
-4.750 -0.4795 0.10159 0.09636 0.0142 1.0000 0.3431
-4.500 -0.4728 0.09908 0.09386 0.0165 1.0000 0.3506
-4.250 -0.4914 0.09693 0.09177 0.0164 1.0000 0.3616
-4.000 -0.4779 0.07435 0.06819 -0.0227 1.0000 0.2128
-3.750 -0.4533 0.06191 0.05490 -0.0324 1.0000 0.1790
-3.500 -0.4366 0.05847 0.05121 -0.0334 1.0000 0.1778
-3.250 -0.4181 0.05497 0.04732 -0.0348 1.0000 0.1777
-3.000 -0.3984 0.05178 0.04366 -0.0359 1.0000 0.1778
-2.750 -0.3779 0.04904 0.04041 -0.0366 1.0000 0.1784
-2.500 -0.3608 0.04765 0.03901 -0.0361 1.0000 0.1818
-2.250 -0.3429 0.04671 0.03797 -0.0356 1.0000 0.1872
-2.000 -0.3218 0.04519 0.03595 -0.0358 1.0000 0.1933
-1.750 -0.3026 0.04415 0.03474 -0.0354 1.0000 0.1995
-1.500 -0.2835 0.04361 0.03402 -0.0350 1.0000 0.2096
-1.250 -0.2651 0.04318 0.03356 -0.0344 1.0000 0.2210
-1.000 -0.2458 0.04282 0.03309 -0.0339 1.0000 0.2356
-0.750 -0.2267 0.04276 0.03301 -0.0335 1.0000 0.2546
-0.500 -0.2085 0.04286 0.03313 -0.0329 1.0000 0.2788
-0.250 -0.1913 0.04307 0.03338 -0.0321 1.0000 0.3067
0.000 -0.1748 0.04346 0.03382 -0.0313 1.0000 0.3378
0.250 -0.0201 0.04817 0.03879 -0.0506 0.8989 0.4832
0.500 0.0446 0.04866 0.03944 -0.0557 0.8723 0.5721
0.750 0.0805 0.04849 0.03962 -0.0569 0.8543 0.6479
1.000 0.1413 0.04770 0.03988 -0.0631 0.8332 1.0000
1.250 0.1846 0.04875 0.04033 -0.0671 0.8155 1.0000
1.500 0.2208 0.04967 0.04086 -0.0691 0.7980 1.0000
1.750 0.2550 0.05058 0.04148 -0.0705 0.7812 1.0000
2.000 0.2890 0.05144 0.04210 -0.0717 0.7647 1.0000
2.250 0.3234 0.05223 0.04267 -0.0728 0.7482 1.0000
2.500 0.3655 0.05289 0.04314 -0.0745 0.7333 1.0000
2.750 0.3885 0.05368 0.04380 -0.0741 0.7165 1.0000
3.000 0.4097 0.05459 0.04459 -0.0735 0.6999 1.0000
3.250 0.4297 0.05559 0.04550 -0.0729 0.6837 1.0000
3.500 0.4495 0.05665 0.04646 -0.0722 0.6681 1.0000
3.750 0.4711 0.05770 0.04742 -0.0717 0.6536 1.0000
4.000 0.5226 0.05756 0.04717 -0.0734 0.6439 1.0000
4.250 0.5275 0.05925 0.04881 -0.0717 0.6285 1.0000
4.500 0.5337 0.06106 0.05057 -0.0702 0.6142 1.0000
4.750 0.5507 0.06246 0.05192 -0.0696 0.6025 1.0000
5.000 0.5858 0.06283 0.05223 -0.0698 0.5926 1.0000
5.250 0.5811 0.06551 0.05489 -0.0681 0.5796 1.0000
5.500 0.6031 0.06673 0.05606 -0.0677 0.5699 1.0000
5.750 0.6166 0.06846 0.05778 -0.0671 0.5597 1.0000
6.000 0.6165 0.07118 0.06048 -0.0660 0.5492 1.0000
6.250 0.6540 0.07127 0.06054 -0.0660 0.5406 1.0000
6.500 0.6353 0.07554 0.06482 -0.0647 0.5306 1.0000
6.750 0.6827 0.07489 0.06415 -0.0648 0.5227 1.0000
7.000 0.6529 0.08016 0.06944 -0.0636 0.5128 1.0000
7.250 0.7040 0.07919 0.06844 -0.0635 0.5049 1.0000
7.500 0.6670 0.08532 0.07462 -0.0627 0.4962 1.0000
7.750 0.7079 0.08509 0.07437 -0.0623 0.4871 1.0000
8.000 0.6791 0.09084 0.08016 -0.0620 0.4801 1.0000
8.250 0.7235 0.09029 0.07961 -0.0615 0.4705 1.0000
8.500 0.6911 0.09654 0.08590 -0.0615 0.4643 1.0000
8.750 0.7412 0.09553 0.08489 -0.0608 0.4541 1.0000
9.000 0.7041 0.10245 0.09186 -0.0613 0.4494 1.0000
9.250 0.7003 0.10647 0.09592 -0.0616 0.4441 1.0000
9.500 0.6501 0.12067 0.11029 -0.0678 0.5048 1.0000
9.750 0.6587 0.12049 0.11011 -0.0658 0.4747 1.0000
10.000 0.6837 0.12415 0.11379 -0.0666 0.4710 1.0000
10.250 0.7082 0.12279 0.11241 -0.0640 0.4359 1.0000
10.500 0.6326 0.13490 0.12467 -0.0700 0.5098 1.0000
10.750 0.6583 0.13942 0.12920 -0.0711 0.5046 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 621 AIRFOIL (goe621-il)