GOE 647 AIRFOIL (goe647-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 647 AIRFOIL (goe647-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.11 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe647-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe647-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 647 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2620 0.11908 0.11335 -0.0140 1.0000 0.2688
-8.250 -0.2921 0.12020 0.11461 -0.0115 1.0000 0.2743
-8.000 -0.3389 0.12270 0.11730 -0.0089 1.0000 0.2760
-7.750 -0.3072 0.11687 0.11148 -0.0072 1.0000 0.2806
-7.500 -0.3106 0.11549 0.11017 -0.0050 1.0000 0.2854
-7.250 -0.3334 0.11553 0.11032 -0.0028 1.0000 0.2917
-7.000 -0.3931 0.11833 0.11330 0.0003 1.0000 0.2947
-6.750 -0.3509 0.11220 0.10716 -0.0004 0.9982 0.2995
-6.500 -0.3382 0.10979 0.10475 -0.0051 0.9878 0.3114
-6.250 -0.3079 0.10528 0.10021 -0.0096 0.9778 0.3199
-6.000 -0.3292 0.10507 0.10006 -0.0116 0.9656 0.3318
-5.750 -0.2736 0.09928 0.09421 -0.0162 0.9553 0.3433
-5.500 -0.2995 0.09840 0.09340 -0.0168 0.9420 0.3535
-5.250 -0.2620 0.09428 0.08924 -0.0191 0.9305 0.3622
-5.000 -0.3365 0.07095 0.06503 -0.0534 0.9234 0.1858
-4.750 -0.3257 0.06161 0.05485 -0.0603 0.9140 0.1708
-4.500 -0.2876 0.05737 0.05025 -0.0649 0.9034 0.1696
-4.250 -0.2679 0.05387 0.04616 -0.0664 0.8907 0.1705
-4.000 -0.2391 0.05229 0.04458 -0.0674 0.8774 0.1744
-3.750 -0.2006 0.05001 0.04192 -0.0701 0.8653 0.1784
-3.500 -0.1679 0.04785 0.03919 -0.0717 0.8524 0.1849
-3.250 -0.1427 0.04692 0.03818 -0.0717 0.8383 0.1929
-3.000 -0.1089 0.04559 0.03641 -0.0727 0.8254 0.2048
-2.750 -0.0607 0.04449 0.03532 -0.0752 0.8135 0.2264
-2.500 -0.0414 0.04412 0.03493 -0.0739 0.7984 0.2461
-2.250 -0.0167 0.04372 0.03448 -0.0733 0.7841 0.2780
-2.000 0.0147 0.04332 0.03432 -0.0730 0.7710 0.3262
-1.750 0.0531 0.04273 0.03398 -0.0731 0.7594 0.3970
-1.500 0.0669 0.04294 0.03428 -0.0704 0.7442 0.4430
-1.250 0.0856 0.04298 0.03437 -0.0685 0.7300 0.4871
-1.000 0.1223 0.04240 0.03381 -0.0684 0.7185 0.5362
-0.750 0.1565 0.04192 0.03335 -0.0683 0.7061 0.5802
-0.500 0.1718 0.04225 0.03377 -0.0663 0.6914 0.6186
-0.250 0.1958 0.04213 0.03381 -0.0648 0.6790 0.6699
0.000 0.2437 0.04060 0.03265 -0.0653 0.6700 0.7536
0.250 0.3759 0.03923 0.03120 -0.0834 0.6548 1.0000
0.500 0.3914 0.04024 0.03185 -0.0825 0.6416 1.0000
0.750 0.4517 0.03924 0.03039 -0.0857 0.6337 1.0000
1.000 0.4428 0.04142 0.03243 -0.0819 0.6192 1.0000
1.250 0.5180 0.03950 0.03011 -0.0860 0.6139 1.0000
1.500 0.4913 0.04273 0.03329 -0.0806 0.5989 1.0000
1.750 0.4604 0.04656 0.03708 -0.0757 0.5856 1.0000
2.000 0.5210 0.04516 0.03540 -0.0778 0.5796 1.0000
2.250 0.4683 0.05088 0.04114 -0.0724 0.5660 1.0000
2.500 0.5322 0.04896 0.03897 -0.0739 0.5610 1.0000
2.750 0.4634 0.05656 0.04665 -0.0695 0.5495 1.0000
3.000 0.5024 0.05655 0.04646 -0.0696 0.5434 1.0000
3.250 0.4734 0.06151 0.05140 -0.0676 0.5361 1.0000
3.500 0.4664 0.06489 0.05472 -0.0666 0.5301 1.0000
3.750 0.4968 0.06584 0.05554 -0.0667 0.5252 1.0000
4.000 0.3258 0.08334 0.07361 -0.0685 0.6222 1.0000
4.250 0.4753 0.07389 0.06352 -0.0655 0.5204 1.0000
4.500 0.4682 0.07768 0.06729 -0.0652 0.5199 1.0000
4.750 0.4687 0.08118 0.07075 -0.0653 0.5208 1.0000
5.000 0.4862 0.08421 0.07371 -0.0660 0.5231 1.0000
5.500 0.3854 0.10005 0.08986 -0.0701 0.6309 1.0000
5.750 0.3764 0.10058 0.09036 -0.0681 0.6208 1.0000
6.000 0.4025 0.10365 0.09335 -0.0691 0.6156 1.0000
6.250 0.4134 0.10643 0.09606 -0.0691 0.6120 1.0000
6.500 0.4129 0.10744 0.09703 -0.0679 0.6017 1.0000
6.750 0.4450 0.11119 0.10070 -0.0694 0.5964 1.0000
7.000 0.4352 0.11207 0.10155 -0.0678 0.5883 1.0000
7.250 0.4557 0.11467 0.10409 -0.0682 0.5807 1.0000
7.500 0.4898 0.11931 0.10867 -0.0699 0.5775 1.0000
7.750 0.4693 0.11896 0.10831 -0.0677 0.5684 1.0000
8.000 0.4909 0.12185 0.11116 -0.0683 0.5623 1.0000
8.250 0.5219 0.12658 0.11584 -0.0698 0.5590 1.0000
8.500 0.5047 0.12600 0.11526 -0.0679 0.5482 1.0000
8.750 0.5324 0.12966 0.11889 -0.0688 0.5429 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 647 AIRFOIL (goe647-il)