GOE 654 AIRFOIL (goe654-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 654 AIRFOIL (goe654-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe654-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe654-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 654 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2121 0.11745 0.11114 -0.0324 1.0000 0.2139
-9.250 -0.2097 0.11538 0.10917 -0.0311 1.0000 0.2214
-9.000 -0.2392 0.11678 0.11080 -0.0300 1.0000 0.2261
-8.750 -0.2240 0.11237 0.10646 -0.0277 1.0000 0.2318
-8.500 -0.2323 0.11150 0.10574 -0.0246 1.0000 0.2384
-8.250 -0.2646 0.11293 0.10738 -0.0209 1.0000 0.2423
-8.000 -0.3007 0.11468 0.10934 -0.0170 1.0000 0.2434
-7.750 -0.2949 0.11165 0.10640 -0.0139 1.0000 0.2483
-7.500 -0.3058 0.11119 0.10605 -0.0106 1.0000 0.2538
-7.250 -0.3341 0.11205 0.10707 -0.0076 1.0000 0.2583
-7.000 -0.3763 0.11399 0.10915 -0.0094 0.9936 0.2614
-6.750 -0.3442 0.10948 0.10461 -0.0137 0.9839 0.2782
-6.500 -0.3116 0.10504 0.10014 -0.0173 0.9738 0.2944
-6.250 -0.2873 0.10141 0.09650 -0.0205 0.9631 0.3108
-6.000 -0.2692 0.09839 0.09349 -0.0232 0.9524 0.3276
-5.750 -0.2646 0.09642 0.09153 -0.0265 0.9412 0.3461
-5.500 -0.2577 0.09425 0.08938 -0.0272 0.9292 0.3635
-5.250 -0.2140 0.08962 0.08472 -0.0276 0.9217 0.3859
-5.000 -0.2060 0.08793 0.08304 -0.0284 0.9113 0.4145
-4.750 -0.2083 0.08638 0.08155 -0.0264 0.9001 0.4347
-4.250 -0.1519 0.08045 0.07559 -0.0257 0.8826 0.4954
-4.000 -0.1356 0.07845 0.07359 -0.0248 0.8742 0.5367
-3.500 -0.1424 0.05878 0.05201 -0.0740 0.8521 0.1909
-3.250 -0.1017 0.05437 0.04706 -0.0782 0.8440 0.1709
-3.000 -0.0801 0.05199 0.04376 -0.0789 0.8340 0.1586
-2.750 -0.0331 0.04933 0.04074 -0.0822 0.8255 0.1568
-2.500 -0.0209 0.04857 0.03971 -0.0806 0.8143 0.1564
-2.250 0.0168 0.04708 0.03779 -0.0821 0.8052 0.1568
-2.000 0.0439 0.04614 0.03652 -0.0821 0.7947 0.1569
-1.750 0.0689 0.04557 0.03565 -0.0817 0.7843 0.1576
-1.500 0.1147 0.04426 0.03409 -0.0837 0.7753 0.1612
-1.250 0.1274 0.04445 0.03427 -0.0821 0.7637 0.1659
-1.000 0.1666 0.04383 0.03347 -0.0830 0.7539 0.1772
-0.750 0.1964 0.04360 0.03318 -0.0831 0.7431 0.1899
-0.500 0.2163 0.04378 0.03337 -0.0821 0.7318 0.2062
-0.250 0.3089 0.03899 0.03136 -0.0886 0.7244 1.0000
0.000 0.3097 0.04044 0.03252 -0.0855 0.7115 1.0000
0.250 0.3305 0.04138 0.03310 -0.0848 0.7005 1.0000
0.500 0.3727 0.04155 0.03288 -0.0861 0.6908 1.0000
0.750 0.3694 0.04339 0.03456 -0.0831 0.6779 1.0000
1.000 0.3895 0.04447 0.03541 -0.0824 0.6676 1.0000
1.250 0.4201 0.04509 0.03578 -0.0826 0.6579 1.0000
1.500 0.4135 0.04738 0.03797 -0.0798 0.6462 1.0000
1.750 0.4693 0.04692 0.03721 -0.0818 0.6393 1.0000
2.000 0.4400 0.05053 0.04080 -0.0778 0.6277 1.0000
2.250 0.4673 0.05152 0.04160 -0.0778 0.6200 1.0000
2.500 0.4600 0.05420 0.04422 -0.0758 0.6108 1.0000
2.750 0.4873 0.05530 0.04515 -0.0758 0.6038 1.0000
3.000 0.4675 0.05890 0.04873 -0.0737 0.5974 1.0000
3.250 0.4993 0.05986 0.04954 -0.0740 0.5908 1.0000
3.500 0.4901 0.06304 0.05267 -0.0726 0.5854 1.0000
3.750 0.4828 0.06618 0.05578 -0.0716 0.5819 1.0000
4.000 0.4823 0.06915 0.05870 -0.0712 0.5803 1.0000
4.250 0.4830 0.07209 0.06160 -0.0708 0.5796 1.0000
4.500 0.4804 0.07535 0.06483 -0.0707 0.5819 1.0000
4.750 0.4901 0.07861 0.06805 -0.0714 0.5871 1.0000
5.000 0.4025 0.08744 0.07719 -0.0731 0.6911 1.0000
5.250 0.4043 0.08898 0.07868 -0.0719 0.6819 1.0000
5.500 0.4333 0.09196 0.08156 -0.0733 0.6738 1.0000
5.750 0.4316 0.09334 0.08290 -0.0718 0.6644 1.0000
6.000 0.4672 0.09692 0.08639 -0.0737 0.6562 1.0000
6.250 0.4613 0.09780 0.08725 -0.0718 0.6447 1.0000
6.500 0.4993 0.10205 0.09142 -0.0740 0.6388 1.0000
6.750 0.4895 0.10249 0.09185 -0.0719 0.6267 1.0000
7.000 0.5049 0.10532 0.09464 -0.0722 0.6196 1.0000
7.250 0.5221 0.10756 0.09685 -0.0723 0.6080 1.0000
7.500 0.5231 0.10950 0.09877 -0.0715 0.5991 1.0000
7.750 0.5520 0.11285 0.10210 -0.0726 0.5904 1.0000
8.000 0.5471 0.11427 0.10352 -0.0715 0.5798 1.0000
8.250 0.5845 0.11866 0.10788 -0.0732 0.5728 1.0000
8.500 0.5707 0.11928 0.10852 -0.0716 0.5619 1.0000
8.750 0.6104 0.12427 0.11350 -0.0735 0.5558 1.0000
9.000 0.5939 0.12446 0.11370 -0.0719 0.5441 1.0000
9.250 0.6231 0.12892 0.11815 -0.0731 0.5383 1.0000
9.500 0.6143 0.12972 0.11898 -0.0722 0.5273 1.0000
9.750 0.6473 0.13467 0.12394 -0.0735 0.5217 1.0000
10.000 0.6343 0.13502 0.12431 -0.0725 0.5103 1.0000
10.250 0.6713 0.14052 0.12983 -0.0740 0.5050 1.0000
10.500 0.6508 0.14037 0.12970 -0.0731 0.4952 1.0000
10.750 0.6817 0.14498 0.13434 -0.0741 0.4891 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 654 AIRFOIL (goe654-il)