GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.24 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe652-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe652-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 0.0637 0.13606 0.12809 -0.0861 0.9094 0.1453
-9.250 0.0604 0.13544 0.12750 -0.0852 0.8999 0.1461
-9.000 0.0677 0.13402 0.12608 -0.0877 0.8942 0.1468
-8.750 0.0900 0.13007 0.12213 -0.0903 0.8910 0.1480
-8.500 0.1131 0.12658 0.11863 -0.0921 0.8875 0.1503
-8.250 0.1112 0.12577 0.11787 -0.0898 0.8775 0.1519
-8.000 0.1255 0.12351 0.11560 -0.0916 0.8726 0.1543
-7.750 0.1416 0.12112 0.11319 -0.0946 0.8691 0.1566
-7.500 0.1354 0.12081 0.11292 -0.0926 0.8597 0.1576
-7.250 0.1384 0.11960 0.11173 -0.0930 0.8527 0.1583
-7.000 0.1505 0.11749 0.10961 -0.0953 0.8484 0.1587
-6.750 0.1661 0.11507 0.10716 -0.0985 0.8453 0.1590
-6.500 0.1425 0.11615 0.10834 -0.0924 0.8317 0.1591
-6.250 0.1499 0.11440 0.10659 -0.0938 0.8268 0.1593
-6.000 0.1837 0.10979 0.10198 -0.0953 0.8247 0.1619
-5.250 0.1711 0.10432 0.09650 -0.0925 0.8025 0.1333
-5.000 0.1498 0.10491 0.09719 -0.0868 0.7913 0.1314
-4.500 0.1333 0.10133 0.09359 -0.0862 0.7793 0.1247
-4.250 0.1038 0.10266 0.09504 -0.0791 0.7666 0.1243
-4.000 0.1027 0.10093 0.09331 -0.0791 0.7607 0.1247
-3.500 0.0845 0.09977 0.09227 -0.0744 0.7455 0.1257
-3.250 0.0925 0.09838 0.09090 -0.0737 0.7399 0.1269
-3.000 0.1062 0.09586 0.08836 -0.0755 0.7361 0.1274
-2.750 0.0856 0.09580 0.08837 -0.0725 0.7263 0.1269
-2.500 0.0854 0.09411 0.08670 -0.0731 0.7197 0.1268
-2.250 0.1019 0.09160 0.08416 -0.0755 0.7156 0.1275
-2.000 0.1270 0.08897 0.08150 -0.0787 0.7128 0.1299
-1.750 0.1046 0.08961 0.08222 -0.0755 0.7009 0.1303
-1.500 0.1280 0.08648 0.07904 -0.0812 0.6961 0.1333
-1.250 0.1724 0.08132 0.07376 -0.0922 0.6928 0.1362
-1.000 0.1712 0.08143 0.07393 -0.0902 0.6821 0.1375
-0.750 0.1993 0.07961 0.07208 -0.0927 0.6755 0.1414
-0.500 0.2671 0.07432 0.06661 -0.1067 0.6720 0.1486
-0.250 0.2737 0.07439 0.06671 -0.1058 0.6608 0.1512
0.000 0.3425 0.07028 0.06243 -0.1195 0.6552 0.1609
0.250 0.3832 0.06872 0.06082 -0.1222 0.6514 0.1673
0.500 0.4482 0.06580 0.05774 -0.1317 0.6485 0.1772
0.750 0.4656 0.06622 0.05816 -0.1353 0.6358 0.1830
1.000 0.5228 0.06418 0.05601 -0.1423 0.6318 0.1924
1.250 0.6052 0.06109 0.05270 -0.1548 0.6294 0.2061
1.500 0.6065 0.06270 0.05437 -0.1533 0.6163 0.2089
1.750 0.6876 0.06013 0.05155 -0.1656 0.6123 0.2233
2.000 0.7225 0.05916 0.05058 -0.1654 0.6090 0.2290
2.500 0.7976 0.05898 0.05024 -0.1737 0.5915 0.2457
2.750 0.8501 0.05748 0.04862 -0.1775 0.5886 0.2558
3.250 0.9047 0.05824 0.04932 -0.1805 0.5703 0.2693
3.500 0.9763 0.05619 0.04698 -0.1879 0.5677 0.2843
4.000 1.0078 0.05789 0.04879 -0.1858 0.5487 0.2931
4.250 1.0714 0.05617 0.04682 -0.1911 0.5463 0.3067
4.750 1.0998 0.05860 0.04935 -0.1892 0.5272 0.3160
5.000 1.1592 0.05690 0.04741 -0.1931 0.5248 0.3288
5.500 1.1832 0.05992 0.05053 -0.1910 0.5056 0.3384
5.750 1.2378 0.05829 0.04868 -0.1937 0.5034 0.3507
6.250 1.2495 0.06302 0.05354 -0.1915 0.4845 0.3595
6.750 1.2626 0.06879 0.05929 -0.1910 0.4660 0.3721
7.000 1.2745 0.07075 0.06129 -0.1902 0.4594 0.3770
7.750 1.3183 0.07656 0.06709 -0.1893 0.4416 0.3987
8.250 1.3280 0.08286 0.07340 -0.1887 0.4253 0.4117
8.750 1.3277 0.09001 0.08070 -0.1876 0.4073 0.4217
9.000 1.3007 0.09803 0.08885 -0.1881 0.3939 0.4227
9.250 1.3269 0.09803 0.08879 -0.1875 0.3898 0.4346
9.500 1.3597 0.09680 0.08755 -0.1865 0.3874 0.4469
9.750 1.3972 0.09495 0.08566 -0.1854 0.3857 0.4609
12.750 1.3778 0.14837 0.14005 -0.1933 0.2903 0.5566
13.000 1.4008 0.14832 0.14008 -0.1924 0.2877 0.5782
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)