GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 77.29 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe652-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe652-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 0.2605 0.10387 0.09948 -0.1364 0.9203 0.0938
-9.500 0.2834 0.10110 0.09669 -0.1400 0.9158 0.0957
-9.250 0.2854 0.09933 0.09484 -0.1498 0.9104 0.0992
-9.000 0.3205 0.09485 0.09034 -0.1517 0.9074 0.0997
-8.750 0.3377 0.09261 0.08810 -0.1514 0.8997 0.1003
-8.500 0.3614 0.09022 0.08568 -0.1536 0.8944 0.1014
-8.250 0.3864 0.08771 0.08312 -0.1572 0.8898 0.1032
-8.000 0.3946 0.08618 0.08159 -0.1575 0.8815 0.1054
-7.750 0.3877 0.08473 0.08010 -0.1608 0.8722 0.1079
-7.500 0.4199 0.08168 0.07700 -0.1622 0.8682 0.1088
-7.250 0.4302 0.08039 0.07572 -0.1607 0.8605 0.1098
-7.000 0.4438 0.07884 0.07417 -0.1609 0.8536 0.1113
-6.750 0.4588 0.07703 0.07230 -0.1625 0.8479 0.1141
-6.500 0.4240 0.07736 0.07268 -0.1625 0.8364 0.1168
-6.250 0.4533 0.07433 0.06963 -0.1622 0.8319 0.1173
-6.000 0.4783 0.07220 0.06745 -0.1626 0.8270 0.1184
-5.750 0.4927 0.07081 0.06605 -0.1621 0.8207 0.1198
-5.500 0.4979 0.06974 0.06501 -0.1605 0.8125 0.1216
-5.250 0.4560 0.07013 0.06538 -0.1615 0.8029 0.1263
-5.000 0.4897 0.06702 0.06226 -0.1606 0.7978 0.1271
-4.750 0.5074 0.06546 0.06073 -0.1587 0.7909 0.1280
-4.500 0.5249 0.06398 0.05922 -0.1583 0.7850 0.1297
-4.250 0.5404 0.06245 0.05764 -0.1589 0.7801 0.1322
-4.000 0.4969 0.06295 0.05825 -0.1579 0.7693 0.1366
-3.750 0.4871 0.05503 0.05024 -0.1614 0.7632 0.1164
-3.500 0.5173 0.05509 0.05025 -0.1631 0.7585 0.1261
-3.250 0.5256 0.05421 0.04942 -0.1599 0.7515 0.1255
-3.000 0.5368 0.05292 0.04814 -0.1580 0.7447 0.1241
-2.750 0.7295 0.02149 0.01530 -0.2492 0.7398 0.1548
-2.500 0.7717 0.02083 0.01441 -0.2525 0.7358 0.1625
-2.250 0.7906 0.02134 0.01510 -0.2500 0.7292 0.1655
-2.000 0.8308 0.02062 0.01411 -0.2533 0.7226 0.1743
-1.750 0.8554 0.02087 0.01450 -0.2515 0.7172 0.1773
-1.500 0.8819 0.02118 0.01483 -0.2503 0.7119 0.1815
-1.250 0.9176 0.02051 0.01399 -0.2527 0.7042 0.1900
-1.000 0.9410 0.02081 0.01440 -0.2509 0.6982 0.1931
-0.750 0.9711 0.02087 0.01442 -0.2507 0.6935 0.1983
-0.500 1.0079 0.02029 0.01368 -0.2531 0.6876 0.2064
-0.250 1.0306 0.02054 0.01404 -0.2516 0.6810 0.2098
0.000 1.0601 0.02052 0.01399 -0.2514 0.6755 0.2153
0.250 1.1012 0.01992 0.01311 -0.2543 0.6707 0.2237
0.500 1.1223 0.02016 0.01351 -0.2526 0.6638 0.2271
0.750 1.1491 0.02021 0.01358 -0.2520 0.6573 0.2323
1.000 1.1883 0.01968 0.01276 -0.2544 0.6516 0.2410
1.250 1.2129 0.01980 0.01298 -0.2534 0.6451 0.2448
1.500 1.2374 0.01989 0.01313 -0.2524 0.6375 0.2494
1.750 1.2710 0.01967 0.01272 -0.2533 0.6311 0.2571
2.000 1.3002 0.01955 0.01256 -0.2535 0.6241 0.2627
2.250 1.3240 0.01966 0.01274 -0.2523 0.6162 0.2669
2.500 1.3535 0.01965 0.01264 -0.2523 0.6094 0.2729
2.750 1.3821 0.01963 0.01252 -0.2524 0.6013 0.2799
3.000 1.4077 0.01957 0.01250 -0.2517 0.5928 0.2846
3.250 1.4357 0.01967 0.01253 -0.2513 0.5852 0.2897
3.500 1.4579 0.01976 0.01266 -0.2501 0.5749 0.2954
3.750 1.4889 0.01975 0.01239 -0.2504 0.5654 0.3025
4.000 1.5080 0.01985 0.01262 -0.2486 0.5537 0.3068
4.250 1.5330 0.02001 0.01269 -0.2478 0.5430 0.3119
4.500 1.5532 0.02021 0.01287 -0.2462 0.5304 0.3182
4.750 1.5763 0.02042 0.01296 -0.2452 0.5182 0.3247
5.000 1.5968 0.02066 0.01316 -0.2436 0.5058 0.3295
5.250 1.6142 0.02100 0.01352 -0.2416 0.4927 0.3348
5.500 1.6346 0.02138 0.01375 -0.2401 0.4811 0.3420
5.750 1.6515 0.02175 0.01409 -0.2381 0.4690 0.3481
6.000 1.6686 0.02218 0.01450 -0.2361 0.4589 0.3535
6.250 1.6831 0.02263 0.01493 -0.2337 0.4489 0.3598
6.500 1.7011 0.02314 0.01530 -0.2319 0.4405 0.3676
6.750 1.7151 0.02361 0.01585 -0.2295 0.4317 0.3734
7.000 1.7328 0.02417 0.01631 -0.2278 0.4241 0.3810
7.250 1.7487 0.02475 0.01689 -0.2258 0.4170 0.3890
7.500 1.7652 0.02530 0.01749 -0.2240 0.4105 0.3955
7.750 1.7857 0.02590 0.01798 -0.2228 0.4046 0.4048
8.000 1.8026 0.02653 0.01867 -0.2212 0.3992 0.4131
8.250 1.8183 0.02719 0.01941 -0.2193 0.3939 0.4213
8.500 1.8373 0.02785 0.02000 -0.2180 0.3886 0.4309
8.750 1.8616 0.02843 0.02053 -0.2175 0.3835 0.4403
9.000 1.8738 0.02926 0.02145 -0.2153 0.3788 0.4501
9.250 1.8886 0.03003 0.02232 -0.2136 0.3739 0.4589
9.500 1.9077 0.03076 0.02301 -0.2124 0.3692 0.4700
9.750 1.9365 0.03129 0.02347 -0.2125 0.3644 0.4819
10.000 1.9449 0.03232 0.02464 -0.2100 0.3603 0.4923
10.250 1.9565 0.03328 0.02572 -0.2079 0.3557 0.5027
10.500 1.9710 0.03418 0.02664 -0.2063 0.3508 0.5149
10.750 1.9988 0.03475 0.02707 -0.2062 0.3448 0.5315
11.000 1.9980 0.03619 0.02874 -0.2029 0.3401 0.5419
11.250 2.0035 0.03749 0.03012 -0.2004 0.3345 0.5558
11.500 2.0181 0.03843 0.03105 -0.1989 0.3289 0.5744
11.750 2.0322 0.03951 0.03218 -0.1974 0.3235 0.5974
12.000 2.0317 0.04123 0.03411 -0.1946 0.3182 0.6222
12.250 2.0375 0.04264 0.03568 -0.1925 0.3126 0.6779
12.500 2.0594 0.04319 0.03619 -0.1918 0.3064 1.0000
12.750 2.0512 0.04566 0.03888 -0.1888 0.3013 1.0000
13.000 2.0516 0.04770 0.04099 -0.1866 0.2954 1.0000
13.250 2.0622 0.04912 0.04232 -0.1851 0.2897 1.0000
13.500 2.0617 0.05144 0.04475 -0.1831 0.2839 1.0000
13.750 2.0580 0.05407 0.04750 -0.1811 0.2776 1.0000
14.000 2.0640 0.05594 0.04931 -0.1796 0.2717 1.0000
14.250 2.0624 0.05867 0.05215 -0.1780 0.2656 1.0000
14.500 2.0586 0.06166 0.05526 -0.1764 0.2593 1.0000
14.750 2.0645 0.06371 0.05722 -0.1752 0.2537 1.0000
15.000 2.0609 0.06696 0.06061 -0.1740 0.2478 1.0000
15.250 2.0584 0.07014 0.06387 -0.1729 0.2418 1.0000
15.500 2.0641 0.07235 0.06600 -0.1720 0.2367 1.0000
15.750 2.0599 0.07598 0.06979 -0.1712 0.2311 1.0000
16.000 2.0585 0.07926 0.07314 -0.1705 0.2257 1.0000
16.250 2.0634 0.08167 0.07546 -0.1698 0.2208 1.0000
16.500 2.0596 0.08546 0.07940 -0.1694 0.2157 1.0000
16.750 2.0573 0.08904 0.08305 -0.1691 0.2107 1.0000
17.000 2.0629 0.09141 0.08533 -0.1686 0.2059 1.0000
17.250 2.0587 0.09536 0.08941 -0.1685 0.2012 1.0000
17.500 2.0558 0.09912 0.09325 -0.1685 0.1964 1.0000
17.750 2.0623 0.10133 0.09535 -0.1681 0.1917 1.0000
18.000 2.0592 0.10516 0.09929 -0.1683 0.1872 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)