GOE 682 AIRFOIL (goe682-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 682 AIRFOIL (goe682-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.45 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe682-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe682-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 682 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 -0.3056 0.11101 0.10395 -0.0302 1.0000 0.2135
-8.750 -0.3022 0.10857 0.10156 -0.0293 1.0000 0.2217
-8.500 -0.3305 0.10982 0.10303 -0.0293 1.0000 0.2256
-8.250 -0.3018 0.10354 0.09669 -0.0276 1.0000 0.2327
-8.000 -0.3142 0.10272 0.09601 -0.0265 1.0000 0.2399
-7.750 -0.3532 0.10447 0.09802 -0.0242 1.0000 0.2419
-7.500 -0.3135 0.09756 0.09102 -0.0231 1.0000 0.2514
-7.250 -0.3436 0.09811 0.09177 -0.0201 1.0000 0.2569
-7.000 -0.3411 0.09497 0.08870 -0.0179 1.0000 0.2620
-6.750 -0.3493 0.09355 0.08738 -0.0148 1.0000 0.2701
-6.500 -0.3889 0.09448 0.08852 -0.0120 1.0000 0.2737
-6.250 -0.3727 0.09048 0.08454 -0.0086 1.0000 0.2832
-6.000 -0.4053 0.09069 0.08491 -0.0075 1.0000 0.2897
-5.750 -0.3950 0.08728 0.08154 -0.0036 1.0000 0.2994
-5.500 -0.4209 0.08656 0.08096 -0.0036 1.0000 0.3077
-5.250 -0.4165 0.08402 0.07845 0.0000 1.0000 0.3196
-5.000 -0.4200 0.08164 0.07613 0.0023 1.0000 0.3290
-4.750 -0.4286 0.07974 0.07429 0.0031 1.0000 0.3420
-4.500 -0.4328 0.07769 0.07229 0.0044 1.0000 0.3572
-4.250 -0.4337 0.07546 0.07010 0.0065 1.0000 0.3735
-4.000 -0.4329 0.07316 0.06786 0.0092 1.0000 0.3911
-3.750 -0.4316 0.07101 0.06575 0.0121 1.0000 0.4110
-3.500 -0.4331 0.06902 0.06381 0.0153 1.0000 0.4398
-3.250 -0.4341 0.06713 0.06199 0.0203 1.0000 0.4733
-3.000 -0.4366 0.06555 0.06048 0.0260 1.0000 0.5140
-2.750 -0.4387 0.06365 0.05866 0.0337 1.0000 0.5571
-2.500 -0.4432 0.06184 0.05693 0.0402 1.0000 0.6009
-2.250 -0.2142 0.04094 0.03201 -0.0429 1.0000 0.1775
-2.000 -0.1939 0.03931 0.03022 -0.0430 1.0000 0.1792
-1.750 -0.1718 0.03787 0.02846 -0.0432 1.0000 0.1798
-1.500 -0.1280 0.03683 0.02710 -0.0470 0.9912 0.1841
-1.250 -0.0814 0.03614 0.02591 -0.0511 0.9807 0.1950
-1.000 -0.0349 0.03565 0.02519 -0.0550 0.9699 0.2072
-0.750 0.0032 0.03527 0.02464 -0.0575 0.9584 0.2271
-0.500 0.0405 0.03493 0.02430 -0.0596 0.9470 0.2535
-0.250 0.0844 0.03450 0.02397 -0.0627 0.9360 0.3119
0.000 0.1299 0.03267 0.02356 -0.0657 0.9271 0.5348
0.250 0.1738 0.03199 0.02335 -0.0685 0.9144 1.0000
0.500 0.2075 0.03287 0.02381 -0.0703 0.9015 1.0000
0.750 0.2419 0.03377 0.02441 -0.0722 0.8889 1.0000
1.000 0.2797 0.03468 0.02505 -0.0746 0.8767 1.0000
1.250 0.3143 0.03554 0.02570 -0.0764 0.8641 1.0000
1.500 0.3392 0.03640 0.02641 -0.0768 0.8508 1.0000
1.750 0.3658 0.03730 0.02718 -0.0774 0.8377 1.0000
2.000 0.3949 0.03818 0.02795 -0.0782 0.8246 1.0000
2.250 0.4271 0.03902 0.02868 -0.0794 0.8117 1.0000
2.500 0.4637 0.03972 0.02929 -0.0809 0.7984 1.0000
2.750 0.5020 0.04022 0.02973 -0.0823 0.7840 1.0000
3.000 0.5373 0.04061 0.03007 -0.0831 0.7685 1.0000
3.250 0.5720 0.04089 0.03033 -0.0836 0.7527 1.0000
3.500 0.6058 0.04114 0.03057 -0.0839 0.7373 1.0000
3.750 0.6359 0.04149 0.03091 -0.0838 0.7220 1.0000
4.000 0.6652 0.04183 0.03128 -0.0835 0.7069 1.0000
4.250 0.6945 0.04214 0.03161 -0.0831 0.6917 1.0000
4.500 0.7239 0.04240 0.03191 -0.0826 0.6766 1.0000
4.750 0.7560 0.04242 0.03199 -0.0822 0.6614 1.0000
5.000 0.7882 0.04241 0.03204 -0.0817 0.6462 1.0000
5.250 0.8226 0.04222 0.03192 -0.0813 0.6308 1.0000
5.500 0.8567 0.04193 0.03172 -0.0807 0.6153 1.0000
5.750 0.8896 0.04171 0.03158 -0.0799 0.5997 1.0000
6.000 0.9237 0.04136 0.03133 -0.0792 0.5839 1.0000
6.250 0.9565 0.04112 0.03116 -0.0784 0.5680 1.0000
6.500 0.9855 0.04123 0.03135 -0.0774 0.5525 1.0000
6.750 1.0129 0.04147 0.03169 -0.0764 0.5370 1.0000
7.000 1.0361 0.04206 0.03236 -0.0751 0.5220 1.0000
7.250 1.0527 0.04325 0.03363 -0.0735 0.5080 1.0000
7.500 1.0680 0.04465 0.03512 -0.0719 0.4952 1.0000
7.750 1.1028 0.04465 0.03523 -0.0717 0.4835 1.0000
8.000 1.1378 0.04471 0.03538 -0.0715 0.4721 1.0000
8.250 1.0912 0.05087 0.04166 -0.0664 0.4610 1.0000
8.500 1.0933 0.05355 0.04442 -0.0645 0.4516 1.0000
8.750 1.1605 0.05114 0.04221 -0.0658 0.4410 1.0000
9.000 0.9311 0.07775 0.06833 -0.0636 0.4344 1.0000
9.250 0.9328 0.08150 0.07216 -0.0636 0.4275 1.0000
9.500 0.9253 0.08649 0.07718 -0.0640 0.4220 1.0000
9.750 0.8943 0.09397 0.08465 -0.0656 0.4185 1.0000
10.000 0.9287 0.09409 0.08496 -0.0642 0.4077 1.0000
10.250 0.8976 0.10170 0.09253 -0.0662 0.4055 1.0000
10.500 0.8818 0.10742 0.09828 -0.0675 0.4018 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 682 AIRFOIL (goe682-il)