GOE 675 AIRFOIL (goe675-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 675 AIRFOIL (goe675-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.17 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe675-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe675-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1307 0.12281 0.11596 -0.0589 0.9491 0.1381
-9.250 -0.1254 0.11991 0.11306 -0.0603 0.9450 0.1401
-9.000 -0.2392 0.11907 0.11178 -0.0565 0.9651 0.1045
-8.750 -0.2269 0.11563 0.10833 -0.0577 0.9606 0.1020
-8.250 -0.2434 0.10760 0.10031 -0.0640 0.9479 0.0946
-8.000 -0.2362 0.10441 0.09712 -0.0657 0.9429 0.0942
-7.750 -0.2310 0.10134 0.09405 -0.0671 0.9379 0.0936
-7.500 -0.2358 0.09884 0.09160 -0.0667 0.9303 0.0929
-7.250 -0.2297 0.09500 0.08774 -0.0700 0.9248 0.0922
-7.000 -0.2321 0.09165 0.08440 -0.0715 0.9175 0.0916
-6.750 -0.2318 0.08774 0.08048 -0.0742 0.9102 0.0917
-6.500 -0.2217 0.08235 0.07500 -0.0806 0.9052 0.0927
-6.250 -0.2281 0.07828 0.07087 -0.0822 0.8964 0.0933
-6.000 -0.2200 0.07128 0.06360 -0.0891 0.8902 0.0943
-5.750 -0.1987 0.06595 0.05803 -0.0945 0.8864 0.0956
-5.500 -0.1938 0.06415 0.05616 -0.0932 0.8786 0.0968
-5.250 -0.1742 0.06165 0.05351 -0.0949 0.8731 0.0995
-5.000 -0.1454 0.05574 0.04695 -0.1013 0.8692 0.1046
-4.750 -0.1242 0.05350 0.04449 -0.1025 0.8639 0.1078
-4.500 -0.1066 0.05235 0.04324 -0.1022 0.8569 0.1115
-4.250 -0.0734 0.04895 0.03913 -0.1060 0.8525 0.1188
-4.000 -0.0384 0.04821 0.03842 -0.1077 0.8487 0.1241
-3.750 -0.0210 0.04661 0.03631 -0.1074 0.8390 0.1307
-3.500 0.0133 0.04560 0.03527 -0.1090 0.8330 0.1365
-3.250 0.0434 0.04442 0.03377 -0.1099 0.8255 0.1432
-3.000 0.0719 0.04325 0.03229 -0.1106 0.8173 0.1488
-2.750 0.1115 0.04220 0.03113 -0.1126 0.8125 0.1546
-2.500 0.1297 0.04172 0.03043 -0.1114 0.8026 0.1593
-2.250 0.1654 0.04072 0.02910 -0.1128 0.7969 0.1640
-2.000 0.1973 0.04008 0.02845 -0.1135 0.7910 0.1689
-1.750 0.2181 0.03982 0.02810 -0.1126 0.7815 0.1738
-1.500 0.2573 0.03899 0.02700 -0.1141 0.7769 0.1796
-1.250 0.2742 0.03891 0.02693 -0.1125 0.7663 0.1835
-1.000 0.3086 0.03834 0.02633 -0.1133 0.7606 0.1909
-0.750 0.3319 0.03825 0.02608 -0.1125 0.7512 0.1979
-0.500 0.3634 0.03778 0.02564 -0.1128 0.7440 0.2053
-0.250 0.3948 0.03739 0.02515 -0.1130 0.7371 0.2164
0.000 0.4180 0.03729 0.02514 -0.1122 0.7271 0.2280
0.250 0.4574 0.03645 0.02433 -0.1133 0.7229 0.2481
0.500 0.4729 0.03672 0.02469 -0.1116 0.7099 0.2666
0.750 0.5115 0.03575 0.02389 -0.1126 0.7055 0.3109
1.000 0.5276 0.03589 0.02433 -0.1112 0.6926 0.3625
1.250 0.5610 0.03422 0.02368 -0.1110 0.6883 0.5764
1.750 0.6104 0.03338 0.02306 -0.1083 0.6701 1.0000
2.000 0.6253 0.03404 0.02357 -0.1065 0.6566 1.0000
2.250 0.6640 0.03342 0.02274 -0.1072 0.6520 1.0000
2.500 0.6781 0.03415 0.02336 -0.1054 0.6383 1.0000
2.750 0.7173 0.03348 0.02251 -0.1061 0.6338 1.0000
3.000 0.7302 0.03434 0.02329 -0.1043 0.6201 1.0000
3.250 0.7692 0.03369 0.02248 -0.1050 0.6155 1.0000
3.500 0.7816 0.03463 0.02336 -0.1031 0.6021 1.0000
4.000 0.8315 0.03508 0.02364 -0.1019 0.5845 1.0000
4.250 0.8716 0.03440 0.02284 -0.1027 0.5799 1.0000
4.500 0.8800 0.03571 0.02413 -0.1006 0.5672 1.0000
4.750 0.9193 0.03509 0.02341 -0.1013 0.5624 1.0000
5.000 0.9263 0.03655 0.02487 -0.0992 0.5506 1.0000
5.250 0.9637 0.03608 0.02431 -0.0998 0.5455 1.0000
5.500 0.9711 0.03757 0.02582 -0.0977 0.5347 1.0000
5.750 1.0047 0.03735 0.02554 -0.0980 0.5290 1.0000
6.000 1.0168 0.03859 0.02680 -0.0964 0.5201 1.0000
6.250 1.0421 0.03895 0.02713 -0.0959 0.5132 1.0000
6.500 1.0821 0.03841 0.02651 -0.0968 0.5086 1.0000
6.750 1.0771 0.04078 0.02899 -0.0938 0.4982 1.0000
7.000 1.1127 0.04050 0.02865 -0.0942 0.4932 1.0000
7.250 1.1157 0.04243 0.03066 -0.0920 0.4846 1.0000
7.500 1.1376 0.04307 0.03132 -0.0913 0.4780 1.0000
7.750 1.1802 0.04237 0.03057 -0.0924 0.4739 1.0000
8.000 1.1606 0.04591 0.03427 -0.0885 0.4637 1.0000
8.250 1.1928 0.04579 0.03417 -0.0885 0.4584 1.0000
8.500 1.2122 0.04668 0.03509 -0.0877 0.4525 1.0000
8.750 1.1990 0.04999 0.03853 -0.0847 0.4432 1.0000
9.000 1.2403 0.04912 0.03765 -0.0852 0.4389 1.0000
9.250 1.2061 0.05438 0.04309 -0.0814 0.4286 1.0000
9.500 1.2274 0.05499 0.04376 -0.0806 0.4228 1.0000
9.750 1.2779 0.05323 0.04198 -0.0815 0.4193 1.0000
10.000 1.2038 0.06263 0.05162 -0.0767 0.4056 1.0000
10.250 1.2447 0.06119 0.05020 -0.0765 0.4022 1.0000
10.500 1.3023 0.05851 0.04754 -0.0772 0.3996 1.0000
10.750 1.2051 0.07113 0.06037 -0.0732 0.3838 1.0000
11.000 1.2524 0.06869 0.05799 -0.0727 0.3817 1.0000
11.500 1.2018 0.08072 0.07023 -0.0707 0.3623 1.0000
12.000 1.0991 0.10239 0.09211 -0.0730 0.3324 1.0000
12.250 1.1229 0.10218 0.09199 -0.0719 0.3293 1.0000
12.750 1.1072 0.11170 0.10167 -0.0728 0.3128 1.0000
13.250 1.0935 0.12112 0.11124 -0.0743 0.2971 1.0000
13.500 1.1193 0.12048 0.11069 -0.0730 0.2945 1.0000
14.000 1.1078 0.12962 0.12000 -0.0749 0.2792 1.0000
14.500 1.1021 0.13779 0.12833 -0.0768 0.2644 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 675 AIRFOIL (goe675-il)