GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.13 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe652-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe652-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.2396 0.10650 0.10022 -0.1278 0.8810 0.1054
-9.000 0.2537 0.10395 0.09765 -0.1301 0.8751 0.1055
-8.750 0.2638 0.09866 0.09225 -0.1338 0.8706 0.0894
-8.500 0.2891 0.09569 0.08925 -0.1368 0.8673 0.0874
-8.250 0.2927 0.09388 0.08745 -0.1362 0.8587 0.0860
-8.000 0.3050 0.09158 0.08513 -0.1378 0.8526 0.0863
-7.750 0.3211 0.08897 0.08248 -0.1404 0.8478 0.0870
-7.500 0.3318 0.08675 0.08025 -0.1416 0.8419 0.0869
-7.250 0.3355 0.08498 0.07849 -0.1412 0.8339 0.0863
-7.000 0.3456 0.08258 0.07606 -0.1425 0.8281 0.0858
-6.750 0.3591 0.07995 0.07338 -0.1448 0.8237 0.0856
-6.500 0.3577 0.07852 0.07199 -0.1433 0.8158 0.0855
-6.250 0.3616 0.07673 0.07020 -0.1430 0.8088 0.0858
-6.000 0.3714 0.07457 0.06801 -0.1442 0.8034 0.0873
-5.750 0.3718 0.07257 0.06600 -0.1441 0.7972 0.0882
-5.500 0.3615 0.07111 0.06460 -0.1416 0.7883 0.0888
-5.250 0.3565 0.06843 0.06189 -0.1416 0.7821 0.0894
-5.000 0.3609 0.06598 0.05941 -0.1424 0.7777 0.0901
-4.750 0.3450 0.06597 0.05951 -0.1370 0.7680 0.0904
-4.500 0.3540 0.06484 0.05839 -0.1364 0.7623 0.0913
-4.250 0.3706 0.06321 0.05673 -0.1376 0.7581 0.0929
-4.000 0.3647 0.06198 0.05554 -0.1357 0.7507 0.0945
-3.750 0.3496 0.05923 0.05283 -0.1354 0.7420 0.0966
-3.500 0.3642 0.05609 0.04963 -0.1392 0.7375 0.0987
-3.250 0.3934 0.05434 0.04784 -0.1424 0.7345 0.1005
-3.000 0.3760 0.05369 0.04729 -0.1384 0.7240 0.1018
-2.750 0.4327 0.04274 0.03606 -0.1646 0.7188 0.1150
-2.250 0.5796 0.03487 0.02776 -0.1943 0.7124 0.1348
-1.750 0.7180 0.02888 0.02124 -0.2219 0.6982 0.1597
-1.250 0.8004 0.02761 0.01973 -0.2283 0.6875 0.1732
-1.000 0.8145 0.02813 0.02037 -0.2250 0.6791 0.1750
-0.500 0.8984 0.02676 0.01868 -0.2314 0.6672 0.1893
-0.250 0.9153 0.02717 0.01921 -0.2291 0.6594 0.1920
0.000 0.9559 0.02662 0.01849 -0.2321 0.6540 0.1999
0.250 0.9972 0.02608 0.01779 -0.2347 0.6495 0.2065
0.500 1.0153 0.02644 0.01826 -0.2328 0.6418 0.2098
0.750 1.0497 0.02614 0.01783 -0.2345 0.6349 0.2172
1.000 1.0889 0.02568 0.01720 -0.2365 0.6295 0.2240
1.250 1.1089 0.02598 0.01759 -0.2350 0.6218 0.2274
1.500 1.1358 0.02601 0.01760 -0.2347 0.6143 0.2331
1.750 1.1780 0.02548 0.01679 -0.2376 0.6085 0.2420
2.000 1.1966 0.02583 0.01726 -0.2358 0.6007 0.2451
2.250 1.2205 0.02600 0.01745 -0.2348 0.5931 0.2497
2.500 1.2569 0.02574 0.01702 -0.2361 0.5871 0.2572
2.750 1.2794 0.02595 0.01720 -0.2355 0.5782 0.2632
3.000 1.3036 0.02610 0.01739 -0.2345 0.5704 0.2670
3.250 1.3302 0.02620 0.01746 -0.2340 0.5627 0.2721
3.500 1.3518 0.02645 0.01768 -0.2330 0.5531 0.2782
3.750 1.3853 0.02633 0.01738 -0.2338 0.5453 0.2852
4.000 1.3994 0.02683 0.01799 -0.2314 0.5350 0.2887
4.250 1.4250 0.02697 0.01808 -0.2307 0.5264 0.2940
4.500 1.4439 0.02736 0.01846 -0.2293 0.5168 0.3001
4.750 1.4668 0.02761 0.01860 -0.2284 0.5075 0.3069
5.000 1.4844 0.02801 0.01904 -0.2265 0.4982 0.3109
5.250 1.5008 0.02848 0.01951 -0.2246 0.4881 0.3158
5.500 1.5202 0.02892 0.01989 -0.2232 0.4785 0.3226
5.750 1.5366 0.02948 0.02040 -0.2214 0.4680 0.3292
6.000 1.5529 0.03005 0.02097 -0.2195 0.4584 0.3340
6.250 1.5667 0.03075 0.02167 -0.2174 0.4480 0.3396
6.500 1.5830 0.03142 0.02225 -0.2158 0.4386 0.3467
6.750 1.5971 0.03220 0.02303 -0.2139 0.4294 0.3527
7.000 1.6143 0.03287 0.02365 -0.2123 0.4219 0.3592
7.250 1.6274 0.03381 0.02462 -0.2105 0.4140 0.3665
7.500 1.6451 0.03453 0.02528 -0.2091 0.4074 0.3735
7.750 1.6602 0.03541 0.02617 -0.2075 0.4009 0.3800
8.000 1.6727 0.03646 0.02722 -0.2057 0.3937 0.3881
8.250 1.6894 0.03727 0.02798 -0.2042 0.3874 0.3958
8.500 1.7037 0.03827 0.02900 -0.2027 0.3816 0.4035
8.750 1.7158 0.03946 0.03020 -0.2010 0.3756 0.4120
9.000 1.7312 0.04040 0.03115 -0.1995 0.3704 0.4195
9.250 1.7529 0.04103 0.03167 -0.1986 0.3658 0.4303
9.500 1.7618 0.04247 0.03326 -0.1968 0.3609 0.4378
9.750 1.7734 0.04378 0.03465 -0.1952 0.3560 0.4468
10.000 1.7885 0.04486 0.03575 -0.1939 0.3515 0.4567
10.250 1.8096 0.04555 0.03639 -0.1930 0.3473 0.4687
10.500 1.8210 0.04693 0.03787 -0.1915 0.3429 0.4786
10.750 1.8272 0.04871 0.03978 -0.1897 0.3379 0.4887
11.000 1.8368 0.05024 0.04140 -0.1882 0.3330 0.4997
11.250 1.8545 0.05117 0.04231 -0.1872 0.3283 0.5145
11.500 1.8685 0.05243 0.04362 -0.1860 0.3238 0.5293
11.750 1.8682 0.05485 0.04627 -0.1841 0.3188 0.5414
12.000 1.8741 0.05681 0.04836 -0.1826 0.3139 0.5581
12.250 1.8865 0.05819 0.04982 -0.1814 0.3093 0.5821
12.500 1.9029 0.05924 0.05091 -0.1804 0.3045 0.6207
12.750 1.8919 0.06283 0.05484 -0.1785 0.2985 0.6608
13.000 1.8892 0.06546 0.05770 -0.1770 0.2924 1.0000
13.250 1.9034 0.06669 0.05879 -0.1760 0.2869 1.0000
13.500 1.8883 0.07121 0.06355 -0.1746 0.2803 1.0000
13.750 1.8817 0.07490 0.06737 -0.1736 0.2736 1.0000
14.000 1.8921 0.07652 0.06890 -0.1727 0.2681 1.0000
14.250 1.8727 0.08218 0.07482 -0.1721 0.2611 1.0000
14.500 1.8672 0.08610 0.07884 -0.1716 0.2549 1.0000
14.750 1.8750 0.08819 0.08088 -0.1710 0.2500 1.0000
15.000 1.8538 0.09470 0.08766 -0.1713 0.2429 1.0000
15.250 1.8518 0.09835 0.09135 -0.1713 0.2372 1.0000
15.500 1.8486 0.10226 0.09533 -0.1714 0.2319 1.0000
15.750 1.8321 0.10844 0.10170 -0.1724 0.2254 1.0000
16.000 1.8370 0.11110 0.10434 -0.1724 0.2207 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)