GOE 679 AIRFOIL (goe679-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 679 AIRFOIL (goe679-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.38 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe679-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe679-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 679 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2562 0.13405 0.12714 -0.0215 1.0000 0.2625
-9.500 -0.2795 0.13428 0.12748 -0.0199 1.0000 0.2691
-9.250 -0.3281 0.13651 0.12988 -0.0183 1.0000 0.2711
-9.000 -0.2860 0.12954 0.12291 -0.0166 1.0000 0.2753
-8.750 -0.2816 0.12739 0.12081 -0.0146 1.0000 0.2806
-8.500 -0.2945 0.12648 0.12000 -0.0128 1.0000 0.2870
-8.250 -0.3492 0.12856 0.12225 -0.0108 1.0000 0.2914
-8.000 -0.3241 0.12338 0.11710 -0.0094 1.0000 0.2950
-7.750 -0.3128 0.12099 0.11474 -0.0073 1.0000 0.3022
-7.500 -0.3391 0.12075 0.11462 -0.0052 1.0000 0.3103
-7.250 -0.3977 0.12205 0.11608 -0.0028 1.0000 0.3128
-7.000 -0.3439 0.11611 0.11012 -0.0016 1.0000 0.3204
-6.750 -0.3548 0.11486 0.10895 0.0005 1.0000 0.3285
-6.500 -0.4160 0.11588 0.11014 0.0036 1.0000 0.3339
-6.250 -0.3912 0.11148 0.10577 0.0046 1.0000 0.3388
-6.000 -0.5894 0.08552 0.07941 -0.0145 1.0000 0.1963
-5.750 -0.5939 0.08180 0.07567 -0.0136 1.0000 0.1955
-5.500 -0.6010 0.07742 0.07119 -0.0133 1.0000 0.1946
-5.250 -0.6077 0.07259 0.06619 -0.0134 1.0000 0.1939
-5.000 -0.6021 0.06566 0.05873 -0.0173 0.9944 0.1951
-4.750 -0.5532 0.06447 0.05751 -0.0228 0.9753 0.2052
-4.500 -0.5373 0.05852 0.05069 -0.0265 0.9630 0.2145
-4.250 -0.5000 0.05838 0.05069 -0.0286 0.9470 0.2274
-4.000 -0.4699 0.05715 0.04935 -0.0303 0.9322 0.2418
-3.750 -0.4428 0.05577 0.04777 -0.0316 0.9184 0.2579
-3.500 -0.4150 0.05458 0.04631 -0.0328 0.9051 0.2750
-3.250 -0.3818 0.05377 0.04524 -0.0345 0.8924 0.2938
-3.000 -0.3575 0.05334 0.04482 -0.0345 0.8784 0.3084
-2.750 -0.3365 0.05266 0.04409 -0.0341 0.8649 0.3210
-2.500 -0.3112 0.05190 0.04291 -0.0346 0.8526 0.3351
-2.250 -0.2727 0.05140 0.04246 -0.0365 0.8413 0.3494
-2.000 -0.2602 0.05088 0.04166 -0.0351 0.8281 0.3583
-1.750 -0.2326 0.05060 0.04138 -0.0354 0.8167 0.3700
-1.500 -0.2024 0.05015 0.04073 -0.0362 0.8054 0.3827
-1.250 -0.1879 0.05019 0.04073 -0.0349 0.7936 0.3923
-1.000 -0.1455 0.04978 0.04018 -0.0371 0.7840 0.4082
-0.750 -0.1403 0.05013 0.04045 -0.0347 0.7720 0.4177
-0.500 -0.0902 0.04973 0.03998 -0.0378 0.7632 0.4378
-0.250 -0.0938 0.05041 0.04059 -0.0345 0.7516 0.4470
0.000 -0.0411 0.05003 0.04024 -0.0377 0.7431 0.4727
0.250 -0.0458 0.05100 0.04119 -0.0345 0.7315 0.4850
0.500 0.0103 0.05068 0.04097 -0.0382 0.7232 0.5222
0.750 0.0051 0.05185 0.04221 -0.0353 0.7125 0.5399
1.000 0.0567 0.05137 0.04206 -0.0380 0.7037 0.6031
1.250 0.0546 0.05244 0.04351 -0.0354 0.6941 0.6488
1.500 0.2219 0.05248 0.04402 -0.0597 0.6793 1.0000
1.750 0.2216 0.05406 0.04539 -0.0573 0.6689 1.0000
2.000 0.2616 0.05448 0.04550 -0.0585 0.6610 1.0000
2.250 0.2443 0.05677 0.04771 -0.0547 0.6506 1.0000
2.500 0.3035 0.05642 0.04707 -0.0573 0.6428 1.0000
2.750 0.2673 0.05966 0.05030 -0.0523 0.6327 1.0000
3.000 0.3162 0.05963 0.05005 -0.0538 0.6240 1.0000
3.250 0.2921 0.06263 0.05301 -0.0501 0.6146 1.0000
3.500 0.3266 0.06321 0.05343 -0.0505 0.6058 1.0000
3.750 0.3175 0.06577 0.05594 -0.0482 0.5971 1.0000
4.000 0.3344 0.06718 0.05724 -0.0476 0.5883 1.0000
4.250 0.3464 0.06897 0.05894 -0.0467 0.5800 1.0000
4.500 0.3432 0.07141 0.06134 -0.0451 0.5717 1.0000
4.750 0.3827 0.07195 0.06174 -0.0455 0.5629 1.0000
5.000 0.3573 0.07576 0.06556 -0.0433 0.5569 1.0000
5.250 0.3762 0.07737 0.06709 -0.0430 0.5489 1.0000
5.500 0.3878 0.07953 0.06919 -0.0424 0.5418 1.0000
5.750 0.3748 0.08313 0.07279 -0.0413 0.5391 1.0000
6.000 0.3698 0.08633 0.07598 -0.0407 0.5366 1.0000
6.250 0.3677 0.08987 0.07950 -0.0405 0.5389 1.0000
6.500 0.3794 0.09340 0.08301 -0.0413 0.5431 1.0000
6.750 0.3165 0.10319 0.09301 -0.0438 0.6238 1.0000
7.000 0.3015 0.10397 0.09378 -0.0414 0.6158 1.0000
7.250 0.3222 0.10649 0.09625 -0.0419 0.6070 1.0000
7.500 0.3436 0.11012 0.09981 -0.0428 0.6023 1.0000
7.750 0.3377 0.11068 0.10036 -0.0410 0.5901 1.0000
8.000 0.3808 0.11560 0.10521 -0.0434 0.5841 1.0000
8.250 0.3564 0.11518 0.10478 -0.0406 0.5742 1.0000
8.500 0.3812 0.11826 0.10782 -0.0414 0.5671 1.0000
8.750 0.3905 0.12115 0.11067 -0.0414 0.5624 1.0000
9.000 0.3919 0.12219 0.11170 -0.0405 0.5510 1.0000
9.250 0.4304 0.12702 0.11649 -0.0423 0.5454 1.0000
9.500 0.4094 0.12678 0.11625 -0.0403 0.5363 1.0000
9.750 0.4286 0.12953 0.11896 -0.0407 0.5292 1.0000
10.000 0.4670 0.13517 0.12459 -0.0426 0.5254 1.0000
10.250 0.4398 0.13377 0.12318 -0.0404 0.5153 1.0000
10.500 0.4643 0.13704 0.12643 -0.0411 0.5084 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 679 AIRFOIL (goe679-il)