GOE 625 AIRFOIL (goe625-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 625 AIRFOIL (goe625-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.85 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe625-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe625-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 625 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 -0.2868 0.15346 0.14728 -0.0180 1.0000 0.2311
-10.000 -0.3021 0.15315 0.14705 -0.0169 1.0000 0.2366
-9.750 -0.3481 0.15591 0.14994 -0.0163 1.0000 0.2396
-9.500 -0.3268 0.15042 0.14450 -0.0148 1.0000 0.2425
-9.250 -0.3155 0.14785 0.14197 -0.0128 1.0000 0.2478
-9.000 -0.3211 0.14670 0.14088 -0.0123 0.9990 0.2550
-8.750 -0.3293 0.14466 0.13887 -0.0181 0.9916 0.2619
-8.500 -0.2713 0.13856 0.13267 -0.0233 0.9815 0.2729
-8.250 -0.3203 0.14058 0.13478 -0.0265 0.9718 0.2810
-8.000 -0.2328 0.13172 0.12578 -0.0318 0.9620 0.2951
-7.750 -0.2375 0.12937 0.12347 -0.0352 0.9519 0.3046
-7.500 -0.2056 0.12584 0.11990 -0.0380 0.9398 0.3186
-7.250 -0.1798 0.12190 0.11592 -0.0417 0.9299 0.3310
-7.000 -0.2226 0.12321 0.11732 -0.0416 0.9173 0.3441
-6.750 -0.1547 0.11687 0.11089 -0.0450 0.9050 0.3603
-6.500 -0.1202 0.11288 0.10685 -0.0495 0.8975 0.3799
-6.250 -0.1230 0.11107 0.10507 -0.0483 0.8822 0.3932
-6.000 -0.1605 0.11214 0.10623 -0.0442 0.8668 0.4083
-5.750 -0.1422 0.10931 0.10336 -0.0459 0.8583 0.4304
-5.500 -0.1098 0.10603 0.10007 -0.0462 0.8444 0.4509
-5.250 -0.0969 0.10407 0.09810 -0.0450 0.8319 0.4724
-5.000 -0.0577 0.10016 0.09414 -0.0475 0.8236 0.4998
-4.750 -0.0995 0.10180 0.09587 -0.0393 0.8089 0.5174
-4.500 -0.0305 0.09707 0.09103 -0.0445 0.8030 0.5604
-4.250 -0.0445 0.09721 0.09123 -0.0387 0.7892 0.5828
-4.000 0.0418 0.09147 0.08534 -0.0464 0.7841 0.6309
-3.750 -0.2035 0.07803 0.07097 -0.0698 0.7698 0.2825
-3.500 -0.1649 0.07432 0.06704 -0.0739 0.7639 0.2729
-3.250 -0.1572 0.07148 0.06345 -0.0775 0.7565 0.2594
-3.000 -0.1383 0.07010 0.06181 -0.0787 0.7497 0.2592
-2.750 -0.0931 0.06759 0.05883 -0.0829 0.7443 0.2593
-2.500 -0.0953 0.06799 0.05908 -0.0810 0.7370 0.2590
-2.250 -0.0748 0.06750 0.05821 -0.0820 0.7309 0.2602
-2.000 -0.0405 0.06644 0.05716 -0.0837 0.7262 0.2651
-1.750 -0.0248 0.06681 0.05740 -0.0837 0.7223 0.2682
-1.500 -0.0244 0.06788 0.05834 -0.0823 0.7189 0.2700
-1.250 -0.0135 0.06852 0.05881 -0.0819 0.7154 0.2727
-1.000 0.0056 0.06901 0.05903 -0.0824 0.7119 0.2778
-0.750 0.0252 0.06959 0.05945 -0.0829 0.7098 0.2837
-0.500 0.0257 0.07118 0.06107 -0.0818 0.7121 0.2878
-0.250 0.0824 0.07093 0.06042 -0.0854 0.7051 0.3019
0.000 0.0911 0.07223 0.06185 -0.0848 0.7050 0.3094
0.250 -0.0561 0.07981 0.06989 -0.0742 0.8258 0.2870
0.500 -0.0163 0.08185 0.07174 -0.0774 0.8214 0.2983
0.750 -0.0082 0.08228 0.07209 -0.0763 0.8181 0.3049
1.000 0.0017 0.08241 0.07226 -0.0751 0.8094 0.3144
1.250 0.0331 0.08402 0.07384 -0.0769 0.8040 0.3315
1.500 0.0671 0.08659 0.07636 -0.0792 0.8006 0.3532
1.750 0.0619 0.08592 0.07565 -0.0759 0.7911 0.3647
2.000 0.0946 0.08778 0.07766 -0.0778 0.7846 0.3949
2.250 0.1258 0.09037 0.08044 -0.0798 0.7812 0.4360
2.500 0.1218 0.08973 0.08003 -0.0768 0.7706 0.4628
2.750 0.1519 0.09078 0.08245 -0.0773 0.7649 0.6349
3.000 0.1525 0.09057 0.08258 -0.0738 0.7579 1.0000
3.250 0.1753 0.09242 0.08398 -0.0745 0.7477 1.0000
3.500 0.2106 0.09633 0.08752 -0.0771 0.7428 1.0000
3.750 0.2057 0.09610 0.08719 -0.0743 0.7304 1.0000
4.000 0.2491 0.10051 0.09131 -0.0777 0.7246 1.0000
4.250 0.2362 0.10005 0.09081 -0.0742 0.7130 1.0000
4.500 0.2763 0.10404 0.09457 -0.0771 0.7061 1.0000
4.750 0.2665 0.10421 0.09469 -0.0743 0.6954 1.0000
5.000 0.3033 0.10786 0.09816 -0.0767 0.6876 1.0000
5.250 0.2965 0.10848 0.09874 -0.0744 0.6770 1.0000
5.500 0.3290 0.11184 0.10196 -0.0763 0.6693 1.0000
5.750 0.3252 0.11295 0.10303 -0.0746 0.6598 1.0000
6.000 0.3547 0.11602 0.10598 -0.0760 0.6509 1.0000
6.250 0.3536 0.11746 0.10738 -0.0747 0.6417 1.0000
6.500 0.3778 0.12018 0.11000 -0.0757 0.6329 1.0000
6.750 0.3893 0.12295 0.11271 -0.0758 0.6272 1.0000
7.000 0.3987 0.12437 0.11408 -0.0753 0.6156 1.0000
7.500 0.4211 0.12873 0.11833 -0.0752 0.5985 1.0000
7.750 0.4547 0.13291 0.12243 -0.0770 0.5933 1.0000
8.000 0.4430 0.13342 0.12294 -0.0753 0.5847 1.0000
8.250 0.4650 0.13615 0.12561 -0.0760 0.5769 1.0000
8.500 0.4981 0.14122 0.13059 -0.0780 0.5730 1.0000
8.750 0.4816 0.14022 0.12960 -0.0758 0.5614 1.0000
9.000 0.5113 0.14408 0.13341 -0.0772 0.5561 1.0000
9.250 0.5090 0.14564 0.13495 -0.0767 0.5509 1.0000
9.500 0.5175 0.14719 0.13649 -0.0766 0.5421 1.0000
9.750 0.5457 0.15109 0.14034 -0.0778 0.5373 1.0000
10.000 0.5442 0.15261 0.14184 -0.0775 0.5322 1.0000
10.250 0.5527 0.15405 0.14327 -0.0775 0.5231 1.0000
10.500 0.5797 0.15791 0.14710 -0.0786 0.5185 1.0000
10.750 0.5931 0.16137 0.15054 -0.0793 0.5157 1.0000
11.000 0.5845 0.16087 0.15005 -0.0787 0.5070 1.0000
11.250 0.6036 0.16371 0.15287 -0.0794 0.5017 1.0000
11.500 0.6336 0.16877 0.15792 -0.0808 0.4985 1.0000
11.750 0.6208 0.16823 0.15738 -0.0803 0.4928 1.0000
12.000 0.6318 0.17001 0.15916 -0.0808 0.4856 1.0000
12.250 0.6538 0.17348 0.16264 -0.0816 0.4814 1.0000
12.500 0.6838 0.17939 0.16855 -0.0831 0.4791 1.0000
12.750 0.6653 0.17736 0.16653 -0.0828 0.4739 1.0000
13.000 0.6752 0.17909 0.16827 -0.0833 0.4674 1.0000
13.250 0.6952 0.18235 0.17154 -0.0841 0.4630 1.0000
13.500 0.7250 0.18838 0.17760 -0.0854 0.4603 1.0000
13.750 0.7106 0.18669 0.17591 -0.0856 0.4557 1.0000
14.000 0.7183 0.18814 0.17739 -0.0864 0.4495 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 625 AIRFOIL (goe625-il)