GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 49.6 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe652-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe652-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 652 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.500 0.1481 0.11423 0.10888 -0.0972 0.8507 0.1477
-6.250 0.1705 0.11050 0.10513 -0.1008 0.8481 0.1488
-6.000 0.1518 0.11093 0.10564 -0.0940 0.8358 0.1492
-5.750 0.1737 0.10791 0.10262 -0.0944 0.8310 0.1508
-5.500 0.1972 0.10525 0.09995 -0.0965 0.8278 0.1536
-5.250 0.2134 0.10353 0.09821 -0.1002 0.8251 0.1588
-5.000 0.1662 0.10662 0.10143 -0.0884 0.8093 0.1578
-4.750 0.1289 0.11008 0.10489 -0.0886 0.8026 0.1603
-4.500 0.0880 0.11228 0.10721 -0.0778 0.7883 0.1601
-4.250 0.1085 0.10835 0.10330 -0.0786 0.7848 0.1613
-4.000 0.1499 0.10390 0.09882 -0.0808 0.7830 0.1637
-3.750 0.1735 0.10136 0.09627 -0.0826 0.7807 0.1670
-3.500 0.1087 0.10555 0.10060 -0.0701 0.7652 0.1655
-3.250 0.1201 0.10369 0.09873 -0.0707 0.7609 0.1690
-3.000 0.1021 0.10443 0.09951 -0.0693 0.7534 0.1722
-2.750 0.0669 0.10693 0.10204 -0.0737 0.7406 0.1738
-2.500 0.1029 0.10106 0.09616 -0.0704 0.7380 0.1750
-2.250 0.0891 0.10086 0.09601 -0.0653 0.7274 0.1757
-2.000 0.1016 0.09883 0.09398 -0.0634 0.7203 0.1780
-1.750 0.1310 0.09598 0.09110 -0.0665 0.7167 0.1841
-1.500 0.1262 0.09673 0.09184 -0.0773 0.7058 0.1887
-1.250 0.1260 0.09482 0.08998 -0.0721 0.6994 0.1895
-1.000 0.1468 0.09187 0.08703 -0.0696 0.6959 0.1915
-0.750 0.1834 0.08858 0.08371 -0.0717 0.6934 0.1960
-0.500 0.2086 0.08881 0.08387 -0.0890 0.6798 0.2046
-0.250 0.2143 0.08617 0.08128 -0.0827 0.6756 0.2060
0.000 0.2382 0.08345 0.07856 -0.0801 0.6729 0.2094
0.250 0.3054 0.08205 0.07702 -0.1020 0.6620 0.2219
0.500 0.3067 0.08012 0.07515 -0.0962 0.6560 0.2232
0.750 0.3255 0.07775 0.07279 -0.0922 0.6527 0.2275
1.000 0.4951 0.07236 0.06703 -0.1279 0.6515 0.2596
1.250 0.4762 0.07303 0.06780 -0.1230 0.6375 0.2602
1.500 0.4834 0.07045 0.06527 -0.1169 0.6333 0.2625
1.750 0.6853 0.06105 0.05532 -0.1575 0.6338 0.2592
2.000 0.5869 0.06414 0.05885 -0.1234 0.6299 0.2890
2.250 0.7224 0.06008 0.05451 -0.1459 0.6298 0.3247
2.500 0.7420 0.05671 0.05118 -0.1409 0.6287 0.3291
2.750 0.8240 0.05296 0.04731 -0.1497 0.6284 0.3501
3.000 1.0671 0.04325 0.03692 -0.1937 0.6304 0.3090
3.250 1.2063 0.03870 0.03195 -0.2135 0.6294 0.3261
3.500 1.1851 0.04027 0.03366 -0.2066 0.6142 0.3274
3.750 1.2621 0.03783 0.03106 -0.2132 0.6110 0.3395
4.000 1.3211 0.03648 0.02954 -0.2188 0.6035 0.3498
4.250 1.3423 0.03639 0.02948 -0.2176 0.5929 0.3555
4.500 1.4289 0.03414 0.02684 -0.2272 0.5875 0.3695
4.750 1.4290 0.03507 0.02792 -0.2230 0.5743 0.3729
5.000 1.4929 0.03370 0.02626 -0.2284 0.5674 0.3856
5.250 1.5056 0.03436 0.02694 -0.2265 0.5549 0.3907
5.500 1.5537 0.03344 0.02586 -0.2289 0.5470 0.4006
5.750 1.5704 0.03418 0.02655 -0.2277 0.5354 0.4089
6.000 1.6104 0.03362 0.02589 -0.2291 0.5272 0.4169
6.250 1.6278 0.03429 0.02657 -0.2277 0.5175 0.4251
6.500 1.6577 0.03437 0.02656 -0.2279 0.5088 0.4348
6.750 1.6937 0.03439 0.02645 -0.2290 0.5014 0.4460
7.000 1.7018 0.03538 0.02753 -0.2263 0.4922 0.4530
7.250 1.7426 0.03513 0.02712 -0.2279 0.4854 0.4664
7.500 1.7533 0.03614 0.02821 -0.2256 0.4778 0.4750
7.750 1.7687 0.03685 0.02897 -0.2237 0.4704 0.4845
8.000 1.8133 0.03660 0.02853 -0.2260 0.4644 0.4998
8.250 1.8158 0.03800 0.03006 -0.2225 0.4579 0.5094
8.500 1.8221 0.03903 0.03120 -0.2194 0.4515 0.5185
8.750 1.8635 0.03897 0.03101 -0.2212 0.4458 0.5356
9.000 1.8807 0.03987 0.03192 -0.2198 0.4403 0.5497
9.250 1.8673 0.04174 0.03399 -0.2142 0.4345 0.5562
9.500 1.8901 0.04225 0.03447 -0.2134 0.4287 0.5727
9.750 1.9467 0.04161 0.03363 -0.2170 0.4228 0.5984
10.000 1.9127 0.04440 0.03674 -0.2091 0.4173 0.6018
10.250 1.9151 0.04585 0.03829 -0.2060 0.4112 0.6161
10.500 1.9751 0.04461 0.03685 -0.2095 0.4050 0.6526
10.750 1.9572 0.04716 0.03965 -0.2042 0.3995 0.6649
11.000 1.9391 0.04994 0.04266 -0.1994 0.3934 0.6787
11.250 1.9880 0.04864 0.04143 -0.2011 0.3872 0.7937
11.500 1.9947 0.05040 0.04321 -0.1991 0.3809 1.0000
11.750 1.9610 0.05455 0.04761 -0.1936 0.3742 1.0000
12.000 2.0380 0.05181 0.04439 -0.1976 0.3662 1.0000
12.250 2.0023 0.05617 0.04903 -0.1919 0.3598 1.0000
12.500 1.9865 0.05940 0.05238 -0.1884 0.3523 1.0000
12.750 2.0548 0.05674 0.04930 -0.1908 0.3436 1.0000
13.000 1.9887 0.06386 0.05687 -0.1842 0.3371 1.0000
13.250 2.0286 0.06279 0.05559 -0.1842 0.3293 1.0000
13.500 2.0338 0.06501 0.05783 -0.1825 0.3226 1.0000
13.750 1.9684 0.07347 0.06671 -0.1780 0.3158 1.0000
14.000 2.0344 0.06981 0.06271 -0.1787 0.3092 1.0000
14.250 2.0107 0.07485 0.06794 -0.1763 0.3032 1.0000
14.500 1.8358 0.09876 0.09268 -0.1744 0.2940 1.0000
14.750 1.9771 0.08372 0.07709 -0.1729 0.2909 1.0000
15.000 1.9817 0.08627 0.07967 -0.1719 0.2855 1.0000
15.250 1.7014 0.13153 0.12593 -0.1815 0.2698 1.0000
15.500 1.8090 0.11631 0.11047 -0.1748 0.2708 1.0000
15.750 1.9865 0.09431 0.08783 -0.1693 0.2694 1.0000
16.500 1.4254 0.21404 0.20914 -0.2274 0.2123 1.0000
16.750 1.4432 0.21456 0.20964 -0.2269 0.2085 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)