GOE 645 AIRFOIL (goe645-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 645 AIRFOIL (goe645-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.49 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe645-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe645-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 645 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 -0.2296 0.12842 0.12120 -0.0306 1.0000 0.2320
-10.750 -0.2301 0.12671 0.11956 -0.0307 1.0000 0.2392
-10.500 -0.2593 0.12863 0.12164 -0.0317 1.0000 0.2423
-10.250 -0.2220 0.12087 0.11386 -0.0304 1.0000 0.2479
-10.000 -0.2188 0.11858 0.11164 -0.0299 1.0000 0.2544
-9.750 -0.2438 0.11954 0.11276 -0.0302 1.0000 0.2592
-9.500 -0.2284 0.11458 0.10786 -0.0294 1.0000 0.2622
-9.250 -0.2154 0.11132 0.10464 -0.0282 1.0000 0.2695
-9.000 -0.2338 0.11123 0.10472 -0.0272 1.0000 0.2758
-8.750 -0.2718 0.11290 0.10664 -0.0253 1.0000 0.2774
-8.500 -0.2300 0.10586 0.09956 -0.0238 1.0000 0.2840
-8.250 -0.2412 0.10496 0.09880 -0.0209 1.0000 0.2892
-8.000 -0.2732 0.10596 0.09999 -0.0170 1.0000 0.2933
-7.750 -0.3158 0.10779 0.10204 -0.0127 1.0000 0.2948
-7.500 -0.3572 0.10918 0.10362 -0.0086 1.0000 0.2954
-7.250 -0.3195 0.10302 0.09743 -0.0076 1.0000 0.2999
-7.000 -0.3286 0.10191 0.09641 -0.0048 1.0000 0.3043
-6.750 -0.3506 0.10159 0.09621 -0.0019 1.0000 0.3083
-6.500 -0.3891 0.10222 0.09699 0.0016 1.0000 0.3115
-6.250 -0.4098 0.10066 0.09552 -0.0014 0.9927 0.3143
-6.000 -0.4446 0.07766 0.07215 -0.0309 0.9817 0.1941
-5.750 -0.4239 0.06992 0.06416 -0.0402 0.9698 0.1913
-5.500 -0.4059 0.06174 0.05557 -0.0489 0.9582 0.1915
-5.250 -0.3748 0.05926 0.05302 -0.0519 0.9456 0.1984
-5.000 -0.3492 0.05155 0.04448 -0.0602 0.9351 0.2092
-4.750 -0.3104 0.04969 0.04241 -0.0636 0.9232 0.2260
-4.500 -0.2837 0.04876 0.04139 -0.0644 0.9098 0.2434
-4.250 -0.2551 0.04863 0.04129 -0.0646 0.8968 0.2632
-4.000 -0.2215 0.04842 0.04104 -0.0656 0.8849 0.2865
-3.750 -0.1895 0.04763 0.04002 -0.0672 0.8731 0.3105
-3.500 -0.1691 0.04728 0.03951 -0.0669 0.8604 0.3309
-3.250 -0.1368 0.04672 0.03884 -0.0680 0.8497 0.3511
-3.000 -0.1085 0.04598 0.03800 -0.0686 0.8384 0.3636
-2.750 -0.0874 0.04524 0.03708 -0.0687 0.8270 0.3735
-2.500 -0.0435 0.04410 0.03567 -0.0718 0.8179 0.3899
-2.250 -0.0329 0.04402 0.03546 -0.0703 0.8060 0.3992
-2.000 0.0061 0.04327 0.03453 -0.0723 0.7972 0.4156
-1.750 0.0208 0.04328 0.03444 -0.0712 0.7860 0.4289
-1.500 0.0467 0.04316 0.03420 -0.0713 0.7764 0.4462
-1.250 0.0727 0.04310 0.03403 -0.0716 0.7666 0.4633
-1.000 0.0919 0.04340 0.03423 -0.0710 0.7569 0.4797
-0.750 0.1224 0.04333 0.03412 -0.0713 0.7475 0.4998
-0.500 0.1328 0.04408 0.03480 -0.0698 0.7377 0.5153
-0.250 0.1681 0.04393 0.03465 -0.0703 0.7287 0.5399
0.000 0.1747 0.04495 0.03564 -0.0685 0.7182 0.5563
0.250 0.2214 0.04456 0.03519 -0.0704 0.7096 0.5878
0.500 0.2215 0.04592 0.03653 -0.0682 0.6983 0.6027
0.750 0.2829 0.04489 0.03552 -0.0714 0.6902 0.6396
1.000 0.2742 0.04666 0.03738 -0.0685 0.6780 0.6548
1.250 0.3042 0.04682 0.03774 -0.0688 0.6682 0.6946
1.500 0.3333 0.04670 0.03819 -0.0687 0.6579 0.7760
1.750 0.3818 0.04782 0.03928 -0.0750 0.6445 1.0000
2.000 0.4486 0.04728 0.03821 -0.0792 0.6360 1.0000
2.250 0.4337 0.05002 0.04083 -0.0762 0.6236 1.0000
2.500 0.4454 0.05172 0.04235 -0.0753 0.6135 1.0000
2.750 0.4757 0.05245 0.04287 -0.0754 0.6042 1.0000
3.000 0.4669 0.05527 0.04561 -0.0734 0.5938 1.0000
3.250 0.5075 0.05553 0.04570 -0.0740 0.5858 1.0000
3.500 0.4861 0.05925 0.04938 -0.0717 0.5761 1.0000
3.750 0.5249 0.05965 0.04964 -0.0721 0.5684 1.0000
4.000 0.5036 0.06355 0.05351 -0.0703 0.5598 1.0000
4.250 0.5212 0.06533 0.05521 -0.0700 0.5529 1.0000
4.500 0.5369 0.06750 0.05730 -0.0698 0.5477 1.0000
4.750 0.5184 0.07177 0.06156 -0.0691 0.5455 1.0000
5.000 0.5122 0.07537 0.06514 -0.0689 0.5446 1.0000
5.250 0.5109 0.07877 0.06852 -0.0689 0.5450 1.0000
5.500 0.5181 0.08205 0.07177 -0.0693 0.5473 1.0000
5.750 0.4152 0.09257 0.08256 -0.0726 0.6579 1.0000
6.000 0.4492 0.09672 0.08662 -0.0747 0.6545 1.0000
6.250 0.4312 0.09675 0.08666 -0.0719 0.6454 1.0000
6.500 0.4587 0.09981 0.08966 -0.0730 0.6387 1.0000
6.750 0.4583 0.10148 0.09130 -0.0720 0.6314 1.0000
7.000 0.4763 0.10384 0.09362 -0.0723 0.6229 1.0000
7.250 0.5109 0.10832 0.09806 -0.0742 0.6192 1.0000
7.500 0.4930 0.10821 0.09795 -0.0718 0.6096 1.0000
7.750 0.5204 0.11159 0.10131 -0.0729 0.6034 1.0000
8.000 0.5170 0.11303 0.10274 -0.0719 0.5947 1.0000
8.250 0.5442 0.11626 0.10597 -0.0728 0.5861 1.0000
8.500 0.5414 0.11773 0.10744 -0.0719 0.5762 1.0000
8.750 0.5791 0.12215 0.11186 -0.0733 0.5664 1.0000
9.000 0.5875 0.12349 0.11320 -0.0726 0.5508 1.0000
9.250 0.5863 0.12480 0.11453 -0.0717 0.5369 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 645 AIRFOIL (goe645-il)