GOE 625 AIRFOIL (goe625-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 625 AIRFOIL (goe625-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.81 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe625-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe625-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.1057 0.11113 0.10375 -0.0832 0.9275 0.1192
-9.500 -0.0949 0.10659 0.09917 -0.0875 0.9205 0.1200
-9.250 -0.0877 0.10219 0.09474 -0.0914 0.9134 0.1215
-9.000 -0.0892 0.09811 0.09065 -0.0939 0.9039 0.1225
-8.750 -0.0868 0.09286 0.08535 -0.0987 0.8982 0.1233
-8.500 -0.1064 0.08924 0.08177 -0.0990 0.8853 0.1240
-8.250 -0.1308 0.08400 0.07650 -0.1017 0.8748 0.1246
-8.000 -0.1615 0.07785 0.07026 -0.1044 0.8630 0.1250
-7.750 -0.1941 0.07263 0.06487 -0.1043 0.8502 0.1255
-7.500 -0.1726 0.07066 0.06288 -0.1051 0.8435 0.1274
-7.250 -0.1702 0.06858 0.06074 -0.1040 0.8333 0.1291
-7.000 -0.1665 0.06518 0.05717 -0.1046 0.8246 0.1310
-6.750 -0.1705 0.06188 0.05365 -0.1038 0.8140 0.1325
-6.500 -0.1659 0.05809 0.04950 -0.1042 0.8052 0.1348
-6.250 -0.1655 0.05465 0.04558 -0.1034 0.7949 0.1372
-6.000 -0.1491 0.05202 0.04262 -0.1035 0.7864 0.1392
-5.750 -0.1238 0.05054 0.04106 -0.1036 0.7790 0.1412
-5.500 -0.1078 0.04930 0.03970 -0.1024 0.7681 0.1436
-5.250 -0.0753 0.04704 0.03711 -0.1041 0.7633 0.1472
-5.000 -0.0675 0.04581 0.03559 -0.1017 0.7497 0.1494
-4.750 -0.0342 0.04340 0.03262 -0.1032 0.7446 0.1526
-4.500 -0.0217 0.04288 0.03212 -0.1010 0.7312 0.1547
-4.250 0.0146 0.04152 0.03064 -0.1023 0.7258 0.1585
-4.000 0.0284 0.04094 0.02991 -0.1003 0.7126 0.1614
-3.750 0.0651 0.03935 0.02796 -0.1016 0.7070 0.1656
-3.500 0.0805 0.03881 0.02718 -0.0998 0.6941 0.1688
-3.250 0.1165 0.03771 0.02607 -0.1008 0.6884 0.1736
-3.000 0.1327 0.03749 0.02576 -0.0992 0.6761 0.1780
-2.750 0.1687 0.03642 0.02438 -0.1001 0.6701 0.1847
-2.500 0.1869 0.03616 0.02413 -0.0987 0.6588 0.1889
-2.250 0.2204 0.03537 0.02325 -0.0993 0.6522 0.1968
-2.000 0.2427 0.03515 0.02287 -0.0984 0.6425 0.2051
-1.750 0.2719 0.03463 0.02236 -0.0984 0.6350 0.2141
-1.500 0.3110 0.03379 0.02135 -0.0997 0.6304 0.2266
-1.250 0.3223 0.03424 0.02184 -0.0976 0.6194 0.2357
-1.000 0.3565 0.03370 0.02123 -0.0983 0.6142 0.2506
-0.750 0.3775 0.03383 0.02133 -0.0975 0.6066 0.2651
-0.500 0.4004 0.03385 0.02137 -0.0968 0.5993 0.2835
-0.250 0.4343 0.03330 0.02092 -0.0976 0.5948 0.3108
0.000 0.4493 0.03370 0.02146 -0.0961 0.5871 0.3355
0.250 0.4710 0.03373 0.02167 -0.0954 0.5809 0.3714
0.500 0.5013 0.03315 0.02143 -0.0956 0.5768 0.4406
0.750 0.5210 0.03255 0.02164 -0.0936 0.5727 0.6099
1.000 0.5519 0.03309 0.02287 -0.0938 0.5652 0.9679
1.250 0.5813 0.03340 0.02288 -0.0943 0.5604 1.0000
1.500 0.6157 0.03339 0.02256 -0.0952 0.5570 1.0000
1.750 0.6144 0.03485 0.02394 -0.0917 0.5502 1.0000
2.000 0.6208 0.03602 0.02500 -0.0891 0.5444 1.0000
2.250 0.6475 0.03641 0.02519 -0.0891 0.5408 1.0000
2.500 0.6846 0.03640 0.02495 -0.0904 0.5380 1.0000
2.750 0.6536 0.03949 0.02813 -0.0838 0.5296 1.0000
3.000 0.6636 0.04080 0.02935 -0.0821 0.5243 1.0000
3.250 0.6933 0.04103 0.02942 -0.0824 0.5213 1.0000
3.500 0.7317 0.04085 0.02904 -0.0836 0.5190 1.0000
4.000 0.6901 0.04790 0.03622 -0.0756 0.5031 1.0000
4.250 0.7254 0.04761 0.03577 -0.0761 0.5009 1.0000
4.500 0.7661 0.04702 0.03502 -0.0770 0.4992 1.0000
5.000 0.7226 0.05552 0.04365 -0.0711 0.4816 1.0000
5.500 0.6985 0.06361 0.05181 -0.0681 0.4640 1.0000
5.750 0.7072 0.06567 0.05382 -0.0673 0.4584 1.0000
7.750 0.7482 0.08542 0.07349 -0.0622 0.4050 1.0000
8.000 0.7219 0.09156 0.07971 -0.0617 0.3930 1.0000
8.250 0.7393 0.09270 0.08082 -0.0613 0.3885 1.0000
8.500 0.7654 0.09285 0.08093 -0.0609 0.3859 1.0000
9.000 0.7540 0.10073 0.08888 -0.0606 0.3700 1.0000
9.250 0.7786 0.10107 0.08917 -0.0603 0.3676 1.0000
9.750 0.7688 0.10889 0.09706 -0.0604 0.3524 1.0000
10.000 0.7916 0.10944 0.09758 -0.0601 0.3501 1.0000
10.500 0.7759 0.11856 0.10680 -0.0610 0.3366 1.0000
10.750 0.7964 0.11944 0.10765 -0.0608 0.3341 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 625 AIRFOIL (goe625-il)