GOE 681 AIRFOIL (goe681-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 681 AIRFOIL (goe681-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.71 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe681-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe681-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 681 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2661 0.12633 0.11981 -0.0209 1.0000 0.2558
-9.000 -0.3020 0.12782 0.12145 -0.0187 1.0000 0.2602
-8.750 -0.3461 0.12950 0.12331 -0.0167 1.0000 0.2617
-8.500 -0.3118 0.12333 0.11713 -0.0149 1.0000 0.2646
-8.250 -0.3074 0.12116 0.11500 -0.0127 1.0000 0.2682
-8.000 -0.3138 0.11985 0.11376 -0.0107 1.0000 0.2734
-7.750 -0.3415 0.11990 0.11393 -0.0088 1.0000 0.2795
-7.500 -0.4001 0.12182 0.11602 -0.0067 1.0000 0.2818
-7.250 -0.3590 0.11592 0.11011 -0.0053 1.0000 0.2861
-7.000 -0.3559 0.11395 0.10819 -0.0033 1.0000 0.2914
-6.750 -0.3770 0.11320 0.10752 -0.0012 1.0000 0.2987
-6.500 -0.4396 0.11436 0.10884 0.0017 1.0000 0.3023
-6.250 -0.4089 0.10963 0.10412 0.0027 1.0000 0.3069
-6.000 -0.4054 0.10752 0.10206 0.0046 1.0000 0.3125
-5.750 -0.4380 0.10684 0.10148 0.0076 1.0000 0.3203
-5.500 -0.5019 0.10625 0.10102 0.0099 1.0000 0.3245
-5.250 -0.5733 0.07429 0.06801 -0.0184 1.0000 0.1700
-5.000 -0.5692 0.07084 0.06447 -0.0180 1.0000 0.1688
-4.750 -0.5647 0.06698 0.06044 -0.0180 1.0000 0.1671
-4.500 -0.5389 0.06151 0.05453 -0.0230 0.9922 0.1653
-4.250 -0.5156 0.05687 0.04936 -0.0262 0.9846 0.1654
-4.000 -0.4911 0.05290 0.04463 -0.0287 0.9769 0.1693
-3.750 -0.4572 0.05201 0.04369 -0.0311 0.9673 0.1759
-3.500 -0.4336 0.05009 0.04132 -0.0319 0.9585 0.1838
-3.250 -0.4040 0.04909 0.04020 -0.0332 0.9485 0.1934
-3.000 -0.3662 0.04851 0.03941 -0.0356 0.9375 0.2118
-2.750 -0.3465 0.04765 0.03844 -0.0351 0.9268 0.2296
-2.500 -0.3169 0.04733 0.03799 -0.0358 0.9148 0.2572
-2.250 -0.2813 0.04743 0.03818 -0.0374 0.9013 0.2904
-2.000 -0.2568 0.04736 0.03803 -0.0373 0.8879 0.3226
-1.750 -0.2318 0.04702 0.03775 -0.0371 0.8738 0.3484
-1.500 -0.1991 0.04686 0.03760 -0.0380 0.8594 0.3750
-1.250 -0.1545 0.04688 0.03747 -0.0405 0.8451 0.4065
-1.000 -0.1330 0.04674 0.03731 -0.0399 0.8303 0.4277
-0.750 -0.1072 0.04677 0.03733 -0.0398 0.8151 0.4508
-0.500 -0.0735 0.04683 0.03747 -0.0405 0.8005 0.4774
-0.250 -0.0223 0.04685 0.03745 -0.0436 0.7865 0.5143
0.000 -0.0017 0.04690 0.03760 -0.0429 0.7701 0.5399
0.250 0.0260 0.04697 0.03780 -0.0430 0.7542 0.5743
0.500 0.0611 0.04674 0.03795 -0.0437 0.7393 0.6293
0.750 0.2011 0.04610 0.03804 -0.0626 0.7190 1.0000
1.000 0.2637 0.04581 0.03725 -0.0665 0.7071 1.0000
1.250 0.2743 0.04656 0.03779 -0.0642 0.6899 1.0000
1.500 0.2867 0.04741 0.03846 -0.0623 0.6734 1.0000
1.750 0.3043 0.04817 0.03904 -0.0609 0.6578 1.0000
2.000 0.3714 0.04704 0.03764 -0.0640 0.6493 1.0000
2.250 0.3725 0.04837 0.03886 -0.0610 0.6324 1.0000
2.500 0.3754 0.04985 0.04023 -0.0584 0.6168 1.0000
2.750 0.3904 0.05088 0.04113 -0.0569 0.6033 1.0000
3.000 0.4366 0.05023 0.04032 -0.0576 0.5942 1.0000
3.250 0.4264 0.05275 0.04277 -0.0546 0.5792 1.0000
3.500 0.4927 0.05075 0.04060 -0.0562 0.5737 1.0000
3.750 0.4654 0.05461 0.04442 -0.0526 0.5581 1.0000
4.000 0.4532 0.05783 0.04759 -0.0503 0.5464 1.0000
4.250 0.4872 0.05793 0.04759 -0.0501 0.5387 1.0000
4.500 0.4648 0.06211 0.05174 -0.0479 0.5279 1.0000
4.750 0.4950 0.06254 0.05208 -0.0475 0.5204 1.0000
5.000 0.4813 0.06648 0.05599 -0.0462 0.5129 1.0000
5.250 0.4698 0.07029 0.05977 -0.0452 0.5065 1.0000
5.500 0.5085 0.07039 0.05978 -0.0451 0.5006 1.0000
5.750 0.4867 0.07518 0.06456 -0.0441 0.4957 1.0000
6.000 0.4706 0.07960 0.06898 -0.0437 0.4931 1.0000
6.250 0.4643 0.08359 0.07296 -0.0436 0.4935 1.0000
6.500 0.4627 0.08734 0.07670 -0.0438 0.4949 1.0000
6.750 0.4676 0.09082 0.08016 -0.0441 0.4968 1.0000
7.000 0.4820 0.09407 0.08339 -0.0447 0.4987 1.0000
7.250 0.3694 0.10537 0.09497 -0.0476 0.5972 1.0000
7.500 0.4005 0.10924 0.09878 -0.0491 0.5930 1.0000
7.750 0.3892 0.11031 0.09984 -0.0476 0.5878 1.0000
8.000 0.3999 0.11221 0.10170 -0.0473 0.5791 1.0000
8.250 0.4303 0.11606 0.10551 -0.0487 0.5745 1.0000
8.500 0.4245 0.11761 0.10704 -0.0477 0.5702 1.0000
8.750 0.4294 0.11915 0.10858 -0.0472 0.5617 1.0000
9.000 0.4559 0.12265 0.11204 -0.0482 0.5565 1.0000
9.250 0.4589 0.12492 0.11429 -0.0479 0.5522 1.0000
9.500 0.4624 0.12620 0.11557 -0.0474 0.5425 1.0000
9.750 0.4886 0.12990 0.11925 -0.0484 0.5378 1.0000
10.000 0.4921 0.13227 0.12162 -0.0483 0.5340 1.0000
10.250 0.4928 0.13332 0.12267 -0.0478 0.5245 1.0000
10.500 0.5190 0.13707 0.12641 -0.0487 0.5193 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 681 AIRFOIL (goe681-il)