GOE 624 AIRFOIL (goe624-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 624 AIRFOIL (goe624-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.86 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe624-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe624-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 624 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2580 0.12934 0.12280 -0.0318 1.0000 0.2235
-9.750 -0.2937 0.13145 0.12507 -0.0293 1.0000 0.2267
-9.500 -0.3238 0.13217 0.12597 -0.0269 1.0000 0.2281
-9.250 -0.2915 0.12622 0.11999 -0.0243 1.0000 0.2332
-9.000 -0.2984 0.12514 0.11899 -0.0217 1.0000 0.2384
-8.750 -0.3235 0.12559 0.11956 -0.0195 1.0000 0.2438
-8.500 -0.3705 0.12788 0.12203 -0.0173 1.0000 0.2459
-8.250 -0.3419 0.12231 0.11646 -0.0153 1.0000 0.2505
-8.000 -0.3437 0.12072 0.11493 -0.0130 1.0000 0.2567
-7.750 -0.3732 0.12105 0.11538 -0.0108 1.0000 0.2628
-7.500 -0.4260 0.12285 0.11734 -0.0081 1.0000 0.2648
-7.250 -0.3784 0.11677 0.11123 -0.0067 1.0000 0.2737
-7.000 -0.4042 0.11651 0.11107 -0.0043 1.0000 0.2809
-6.750 -0.4574 0.11758 0.11229 -0.0009 1.0000 0.2833
-6.500 -0.4061 0.11196 0.10661 -0.0032 0.9953 0.2982
-6.250 -0.3902 0.10834 0.10299 -0.0062 0.9871 0.3103
-6.000 -0.4186 0.10717 0.10190 -0.0092 0.9781 0.3231
-5.750 -0.4091 0.10461 0.09932 -0.0128 0.9690 0.3411
-5.500 -0.3625 0.09991 0.09459 -0.0119 0.9605 0.3546
-5.250 -0.3469 0.09691 0.09158 -0.0140 0.9519 0.3737
-5.000 -0.3425 0.09463 0.08933 -0.0142 0.9419 0.3952
-4.750 -0.3427 0.09246 0.08719 -0.0142 0.9325 0.4200
-4.500 -0.3057 0.08937 0.08408 -0.0136 0.9239 0.4492
-4.250 -0.2953 0.06504 0.05772 -0.0642 0.9162 0.1912
-4.000 -0.2627 0.06159 0.05419 -0.0670 0.9068 0.1871
-3.750 -0.2334 0.05826 0.05045 -0.0700 0.8975 0.1839
-3.500 -0.1925 0.05524 0.04686 -0.0743 0.8884 0.1861
-3.250 -0.1637 0.05313 0.04419 -0.0761 0.8784 0.1886
-3.000 -0.1195 0.05125 0.04200 -0.0797 0.8693 0.1968
-2.750 -0.0981 0.05046 0.04092 -0.0797 0.8587 0.2053
-2.500 -0.0491 0.04920 0.03939 -0.0835 0.8501 0.2224
-2.250 -0.0347 0.04891 0.03900 -0.0824 0.8389 0.2343
-2.000 0.0117 0.04826 0.03818 -0.0855 0.8307 0.2596
-1.750 0.0239 0.04837 0.03826 -0.0841 0.8199 0.2740
-1.500 0.0664 0.04802 0.03775 -0.0865 0.8117 0.3013
-1.250 0.0794 0.04832 0.03808 -0.0851 0.8014 0.3188
-1.000 0.1241 0.04802 0.03780 -0.0875 0.7940 0.3554
-0.750 0.1310 0.04870 0.03854 -0.0856 0.7845 0.3809
-0.500 0.1763 0.04780 0.03830 -0.0877 0.7776 0.4799
-0.250 0.1711 0.04722 0.03929 -0.0820 0.7698 0.7080
0.000 0.2107 0.04778 0.03945 -0.0838 0.7615 1.0000
0.250 0.2249 0.04918 0.04054 -0.0831 0.7543 1.0000
0.500 0.2385 0.05054 0.04165 -0.0824 0.7469 1.0000
0.750 0.2789 0.05150 0.04227 -0.0844 0.7401 1.0000
1.000 0.2709 0.05346 0.04414 -0.0817 0.7343 1.0000
1.250 0.2872 0.05496 0.04546 -0.0815 0.7285 1.0000
1.500 0.3222 0.05615 0.04640 -0.0829 0.7220 1.0000
1.750 0.3169 0.05824 0.04843 -0.0808 0.7179 1.0000
2.000 0.3237 0.06017 0.05026 -0.0800 0.7147 1.0000
2.250 0.3399 0.06190 0.05187 -0.0800 0.7105 1.0000
2.500 0.3715 0.06340 0.05320 -0.0811 0.7042 1.0000
2.750 0.3741 0.06570 0.05544 -0.0802 0.7034 1.0000
3.000 0.3803 0.06800 0.05767 -0.0797 0.7033 1.0000
3.250 0.3915 0.07039 0.06000 -0.0798 0.7042 1.0000
3.500 0.3079 0.07772 0.06762 -0.0776 0.8126 1.0000
3.750 0.3059 0.07806 0.06792 -0.0749 0.8014 1.0000
4.000 0.3490 0.08202 0.07174 -0.0788 0.7948 1.0000
4.250 0.3393 0.08197 0.07167 -0.0753 0.7839 1.0000
4.500 0.3839 0.08611 0.07568 -0.0793 0.7767 1.0000
4.750 0.3739 0.08605 0.07562 -0.0758 0.7649 1.0000
5.000 0.4123 0.08996 0.07943 -0.0789 0.7583 1.0000
5.250 0.4093 0.09036 0.07982 -0.0764 0.7454 1.0000
5.500 0.4277 0.09303 0.08244 -0.0770 0.7380 1.0000
5.750 0.4470 0.09504 0.08443 -0.0774 0.7256 1.0000
6.000 0.4507 0.09668 0.08605 -0.0761 0.7151 1.0000
6.250 0.4908 0.10057 0.08989 -0.0791 0.7059 1.0000
6.500 0.4835 0.10121 0.09053 -0.0766 0.6933 1.0000
6.750 0.5017 0.10409 0.09339 -0.0772 0.6850 1.0000
7.000 0.5228 0.10646 0.09576 -0.0777 0.6723 1.0000
7.250 0.5218 0.10810 0.09740 -0.0763 0.6612 1.0000
7.500 0.5666 0.11277 0.10204 -0.0794 0.6527 1.0000
7.750 0.5520 0.11305 0.10236 -0.0767 0.6399 1.0000
8.000 0.5673 0.11614 0.10546 -0.0772 0.6323 1.0000
8.250 0.5848 0.11851 0.10783 -0.0774 0.6198 1.0000
8.500 0.5836 0.12065 0.10999 -0.0766 0.6114 1.0000
8.750 0.6104 0.12393 0.11328 -0.0778 0.6016 1.0000
9.000 0.6047 0.12569 0.11506 -0.0767 0.5921 1.0000
9.250 0.6371 0.12955 0.11895 -0.0782 0.5833 1.0000
9.500 0.6257 0.13093 0.12035 -0.0769 0.5747 1.0000
9.750 0.6511 0.13440 0.12384 -0.0780 0.5667 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 624 AIRFOIL (goe624-il)