GOE 628 AIRFOIL (goe628-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 628 AIRFOIL (goe628-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.91 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe628-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe628-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 628 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1997 0.13262 0.12562 -0.0333 1.0000 0.2480
-10.750 -0.2269 0.13466 0.12782 -0.0320 1.0000 0.2518
-10.500 -0.2243 0.13129 0.12455 -0.0304 1.0000 0.2542
-10.250 -0.2127 0.12800 0.12131 -0.0281 1.0000 0.2590
-10.000 -0.2203 0.12724 0.12065 -0.0255 1.0000 0.2642
-9.750 -0.2447 0.12843 0.12199 -0.0227 1.0000 0.2687
-9.500 -0.2870 0.13170 0.12545 -0.0196 1.0000 0.2704
-9.250 -0.2755 0.12729 0.12108 -0.0175 1.0000 0.2727
-9.000 -0.2711 0.12495 0.11879 -0.0151 1.0000 0.2760
-8.750 -0.2772 0.12398 0.11789 -0.0128 1.0000 0.2803
-8.500 -0.2947 0.12405 0.11806 -0.0106 1.0000 0.2857
-8.250 -0.3356 0.12637 0.12053 -0.0085 1.0000 0.2887
-8.000 -0.3330 0.12316 0.11737 -0.0070 1.0000 0.2911
-7.750 -0.3195 0.12016 0.11439 -0.0051 1.0000 0.2959
-7.500 -0.3270 0.11915 0.11344 -0.0033 1.0000 0.3013
-7.250 -0.3593 0.12005 0.11445 -0.0012 1.0000 0.3067
-7.000 -0.3405 0.11601 0.11040 -0.0056 0.9928 0.3109
-6.750 -0.3055 0.11188 0.10621 -0.0093 0.9846 0.3173
-6.500 -0.3185 0.11139 0.10576 -0.0116 0.9758 0.3260
-6.250 -0.3037 0.10781 0.10218 -0.0147 0.9675 0.3304
-6.000 -0.2741 0.10441 0.09874 -0.0168 0.9583 0.3384
-5.750 -0.3121 0.10521 0.09961 -0.0168 0.9493 0.3464
-5.500 -0.3006 0.10171 0.09613 -0.0175 0.9398 0.3494
-5.250 -0.2703 0.09816 0.09253 -0.0199 0.9313 0.3542
-5.000 -0.3542 0.07835 0.07228 -0.0467 0.9270 0.2190
-4.750 -0.3300 0.07362 0.06739 -0.0518 0.9188 0.2132
-4.500 -0.3156 0.06821 0.06174 -0.0569 0.9102 0.2103
-4.250 -0.2878 0.06234 0.05546 -0.0641 0.9018 0.2111
-4.000 -0.2621 0.05718 0.04976 -0.0695 0.8933 0.2136
-3.750 -0.2295 0.05274 0.04463 -0.0744 0.8838 0.2187
-3.500 -0.2055 0.05281 0.04481 -0.0740 0.8726 0.2249
-3.250 -0.1632 0.05124 0.04291 -0.0776 0.8623 0.2390
-3.000 -0.1456 0.05012 0.04146 -0.0774 0.8507 0.2528
-2.750 -0.1107 0.05005 0.04143 -0.0783 0.8393 0.2733
-2.500 -0.0853 0.05044 0.04195 -0.0776 0.8273 0.2980
-2.250 -0.0648 0.05050 0.04186 -0.0768 0.8151 0.3291
-2.000 -0.0256 0.05087 0.04227 -0.0775 0.8039 0.3631
-1.750 -0.0116 0.05116 0.04246 -0.0760 0.7912 0.3866
-1.500 0.0067 0.05173 0.04318 -0.0740 0.7789 0.4107
-1.250 0.0457 0.05180 0.04324 -0.0746 0.7683 0.4468
-1.000 0.0525 0.05227 0.04363 -0.0724 0.7550 0.4641
-0.750 0.0792 0.05225 0.04355 -0.0722 0.7435 0.4839
-0.500 0.1120 0.05206 0.04323 -0.0729 0.7319 0.5025
-0.250 0.1221 0.05260 0.04378 -0.0712 0.7192 0.5143
0.000 0.1756 0.05187 0.04288 -0.0738 0.7102 0.5364
0.250 0.1730 0.05296 0.04393 -0.0712 0.6961 0.5447
0.500 0.1955 0.05349 0.04434 -0.0711 0.6851 0.5595
0.750 0.2261 0.05363 0.04440 -0.0715 0.6744 0.5760
1.000 0.2350 0.05481 0.04554 -0.0704 0.6624 0.5871
1.250 0.2819 0.05452 0.04515 -0.0723 0.6536 0.6093
1.500 0.2768 0.05663 0.04720 -0.0706 0.6420 0.6190
1.750 0.3283 0.05611 0.04666 -0.0726 0.6340 0.6454
2.000 0.3163 0.05870 0.04924 -0.0707 0.6229 0.6560
2.250 0.3656 0.05829 0.04892 -0.0726 0.6154 0.6902
2.500 0.3520 0.06124 0.05198 -0.0711 0.6066 0.7048
2.750 0.3807 0.06172 0.05281 -0.0717 0.5990 0.7568
3.000 0.4026 0.06343 0.05490 -0.0741 0.5906 1.0000
3.250 0.4104 0.06616 0.05741 -0.0752 0.5842 1.0000
3.500 0.4620 0.06689 0.05774 -0.0782 0.5777 1.0000
3.750 0.4469 0.07066 0.06143 -0.0773 0.5734 1.0000
4.000 0.4410 0.07392 0.06459 -0.0769 0.5702 1.0000
4.250 0.4419 0.07706 0.06762 -0.0770 0.5694 1.0000
4.500 0.4449 0.08037 0.07083 -0.0774 0.5717 1.0000
4.750 0.4553 0.08356 0.07391 -0.0781 0.5745 1.0000
5.000 0.4753 0.08666 0.07690 -0.0792 0.5766 1.0000
5.750 0.4283 0.10138 0.09169 -0.0818 0.6518 1.0000
6.000 0.4119 0.10128 0.09158 -0.0792 0.6414 1.0000
6.250 0.4411 0.10451 0.09469 -0.0805 0.6350 1.0000
6.500 0.4518 0.10731 0.09742 -0.0807 0.6314 1.0000
6.750 0.4515 0.10827 0.09834 -0.0795 0.6208 1.0000
7.000 0.4860 0.11226 0.10224 -0.0812 0.6151 1.0000
7.250 0.4748 0.11302 0.10298 -0.0795 0.6066 1.0000
7.500 0.4953 0.11569 0.10560 -0.0801 0.5992 1.0000
7.750 0.5327 0.12078 0.11062 -0.0821 0.5955 1.0000
8.000 0.5109 0.12011 0.10996 -0.0798 0.5851 1.0000
8.250 0.5397 0.12370 0.11349 -0.0809 0.5787 1.0000
8.500 0.5366 0.12535 0.11513 -0.0802 0.5720 1.0000
8.750 0.5500 0.12759 0.11735 -0.0804 0.5635 1.0000
9.000 0.5846 0.13243 0.12216 -0.0819 0.5590 1.0000
9.250 0.5680 0.13237 0.12211 -0.0805 0.5494 1.0000
9.500 0.5933 0.13580 0.12552 -0.0813 0.5424 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 628 AIRFOIL (goe628-il)