GOE 675 AIRFOIL (goe675-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 675 AIRFOIL (goe675-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.58 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe675-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe675-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 675 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3314 0.13729 0.13068 -0.0194 1.0000 0.2010
-8.750 -0.3573 0.13815 0.13164 -0.0185 1.0000 0.2046
-8.500 -0.3950 0.14011 0.13373 -0.0174 1.0000 0.2057
-8.250 -0.3545 0.13209 0.12568 -0.0157 1.0000 0.2099
-8.000 -0.3516 0.12975 0.12338 -0.0140 1.0000 0.2146
-7.750 -0.3617 0.12855 0.12224 -0.0126 1.0000 0.2198
-7.500 -0.3950 0.12944 0.12324 -0.0111 1.0000 0.2235
-7.250 -0.4401 0.13102 0.12495 -0.0086 1.0000 0.2245
-7.000 -0.3880 0.12302 0.11690 -0.0079 1.0000 0.2302
-6.750 -0.3914 0.12118 0.11511 -0.0060 1.0000 0.2361
-6.500 -0.4187 0.12092 0.11495 -0.0035 1.0000 0.2410
-6.250 -0.4661 0.12203 0.11617 -0.0055 1.0000 0.2438
-6.000 -0.4344 0.11627 0.11044 0.0000 1.0000 0.2491
-5.750 -0.4369 0.11430 0.10850 0.0018 1.0000 0.2567
-5.500 -0.4729 0.11409 0.10837 -0.0040 1.0000 0.2637
-5.250 -0.4540 0.10968 0.10401 0.0029 1.0000 0.2686
-5.000 -0.4558 0.10764 0.10200 0.0039 1.0000 0.2778
-4.750 -0.4645 0.10497 0.09938 0.0018 1.0000 0.2856
-4.500 -0.4584 0.10246 0.09691 0.0050 1.0000 0.2929
-4.250 -0.4625 0.09987 0.09433 0.0018 1.0000 0.3049
-4.000 -0.4570 0.09743 0.09194 0.0051 1.0000 0.3130
-3.750 -0.4552 0.09475 0.08928 0.0038 1.0000 0.3265
-3.500 -0.4507 0.09243 0.08697 0.0025 1.0000 0.3439
-3.250 -0.4452 0.09025 0.08481 0.0024 1.0000 0.3628
-3.000 -0.4400 0.08806 0.08266 0.0037 1.0000 0.3825
-2.750 -0.4353 0.08587 0.08052 0.0056 1.0000 0.4028
-2.500 -0.4312 0.08374 0.07844 0.0082 1.0000 0.4240
-2.250 -0.4275 0.08177 0.07653 0.0112 1.0000 0.4468
-2.000 -0.4257 0.08010 0.07493 0.0143 1.0000 0.4834
-1.750 -0.0869 0.06103 0.05264 -0.0786 0.9386 0.2449
-1.500 -0.0432 0.05978 0.05131 -0.0825 0.9179 0.2528
-1.250 0.0113 0.05848 0.04950 -0.0887 0.9006 0.2585
-1.000 0.0699 0.05755 0.04793 -0.0951 0.8853 0.2638
-0.750 0.1001 0.05698 0.04739 -0.0964 0.8690 0.2704
-0.500 0.1340 0.05670 0.04686 -0.0984 0.8533 0.2761
-0.250 0.1708 0.05663 0.04638 -0.1006 0.8384 0.2827
0.000 0.2088 0.05648 0.04623 -0.1028 0.8249 0.2921
0.250 0.2553 0.05642 0.04585 -0.1060 0.8128 0.3027
0.500 0.2752 0.05663 0.04612 -0.1055 0.7982 0.3128
0.750 0.3019 0.05700 0.04637 -0.1059 0.7849 0.3267
1.000 0.3561 0.05674 0.04604 -0.1094 0.7760 0.3538
1.250 0.3676 0.05743 0.04677 -0.1080 0.7620 0.3748
1.500 0.3889 0.05789 0.04741 -0.1077 0.7501 0.4129
1.750 0.4256 0.05591 0.04720 -0.1076 0.7426 0.6868
2.000 0.4322 0.05697 0.04793 -0.1054 0.7299 1.0000
2.250 0.4673 0.05785 0.04839 -0.1065 0.7209 1.0000
2.500 0.4805 0.05934 0.04970 -0.1056 0.7099 1.0000
2.750 0.4973 0.06087 0.05106 -0.1051 0.7005 1.0000
3.000 0.5211 0.06210 0.05213 -0.1053 0.6916 1.0000
3.250 0.5314 0.06395 0.05389 -0.1044 0.6823 1.0000
3.500 0.5546 0.06528 0.05509 -0.1045 0.6741 1.0000
3.750 0.5658 0.06728 0.05701 -0.1038 0.6663 1.0000
4.000 0.5780 0.06918 0.05885 -0.1032 0.6582 1.0000
4.250 0.6050 0.07049 0.06006 -0.1036 0.6512 1.0000
4.500 0.5973 0.07356 0.06313 -0.1019 0.6441 1.0000
4.750 0.6313 0.07457 0.06404 -0.1028 0.6373 1.0000
5.000 0.6258 0.07768 0.06715 -0.1014 0.6310 1.0000
5.250 0.6275 0.08050 0.06997 -0.1006 0.6258 1.0000
5.500 0.6693 0.08126 0.07065 -0.1018 0.6188 1.0000
5.750 0.6552 0.08505 0.07446 -0.1003 0.6146 1.0000
6.000 0.6504 0.08845 0.07788 -0.0995 0.6119 1.0000
6.250 0.6502 0.09175 0.08121 -0.0991 0.6107 1.0000
6.500 0.6505 0.09515 0.08463 -0.0989 0.6111 1.0000
6.750 0.6558 0.09881 0.08831 -0.0993 0.6147 1.0000
7.000 0.6763 0.10241 0.09191 -0.1008 0.6178 1.0000
7.250 0.6152 0.11216 0.10187 -0.1022 0.6878 1.0000
7.500 0.6025 0.11307 0.10280 -0.0997 0.6790 1.0000
7.750 0.6400 0.11698 0.10670 -0.1021 0.6713 1.0000
8.000 0.6262 0.11806 0.10780 -0.0997 0.6630 1.0000
8.250 0.6551 0.12140 0.11114 -0.1013 0.6548 1.0000
8.500 0.6500 0.12322 0.11298 -0.0999 0.6471 1.0000
8.750 0.6757 0.12631 0.11609 -0.1010 0.6377 1.0000
9.000 0.6740 0.12850 0.11830 -0.1002 0.6309 1.0000
9.250 0.6939 0.13124 0.12106 -0.1008 0.6209 1.0000
9.500 0.6967 0.13372 0.12356 -0.1004 0.6137 1.0000
9.750 0.7143 0.13637 0.12624 -0.1009 0.6036 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 675 AIRFOIL (goe675-il)