GOE 683 AIRFOIL (goe683-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 683 AIRFOIL (goe683-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.94 at α=-0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe683-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe683-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 683 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2229 0.13229 0.12470 -0.0330 1.0000 0.3137
-11.750 -0.2174 0.13003 0.12250 -0.0326 1.0000 0.3220
-11.500 -0.2553 0.13091 0.12355 -0.0321 1.0000 0.3285
-11.250 -0.2126 0.12504 0.11766 -0.0316 1.0000 0.3358
-11.000 -0.2295 0.12468 0.11743 -0.0304 1.0000 0.3467
-10.750 -0.2277 0.12170 0.11456 -0.0296 1.0000 0.3513
-10.500 -0.2142 0.11908 0.11202 -0.0282 1.0000 0.3585
-10.250 -0.2508 0.12026 0.11341 -0.0246 1.0000 0.3676
-10.000 -0.2700 0.11952 0.11283 -0.0206 1.0000 0.3706
-9.750 -0.2653 0.11834 0.11174 -0.0170 1.0000 0.3757
-9.500 -0.2833 0.11866 0.11218 -0.0130 1.0000 0.3831
-9.250 -0.3452 0.12081 0.11451 -0.0084 1.0000 0.3891
-9.000 -0.6741 0.08385 0.07739 -0.0235 1.0000 0.2124
-8.750 -0.7017 0.08161 0.07517 -0.0188 1.0000 0.2116
-8.500 -0.7337 0.07898 0.07252 -0.0138 1.0000 0.2106
-8.250 -0.7604 0.07500 0.06840 -0.0108 0.9957 0.2095
-8.000 -0.7800 0.07025 0.06334 -0.0091 0.9862 0.2091
-7.750 -0.7950 0.06594 0.05864 -0.0068 0.9767 0.2095
-7.500 -0.8093 0.06229 0.05454 -0.0034 0.9668 0.2108
-7.250 -0.8212 0.05926 0.05101 0.0007 0.9572 0.2124
-7.000 -0.7765 0.05791 0.04983 -0.0033 0.9471 0.2191
-6.750 -0.7730 0.05598 0.04766 -0.0007 0.9366 0.2227
-6.500 -0.7694 0.05393 0.04518 0.0020 0.9273 0.2274
-6.250 -0.7663 0.05210 0.04295 0.0052 0.9177 0.2320
-6.000 -0.7385 0.05124 0.04216 0.0044 0.9076 0.2396
-5.750 -0.7292 0.04987 0.04038 0.0069 0.8979 0.2472
-5.500 -0.7095 0.04897 0.03949 0.0077 0.8883 0.2560
-5.250 -0.6958 0.04801 0.03819 0.0097 0.8787 0.2669
-5.000 -0.6739 0.04730 0.03758 0.0102 0.8693 0.2795
-4.750 -0.6569 0.04653 0.03673 0.0116 0.8598 0.2953
-4.500 -0.6364 0.04591 0.03605 0.0126 0.8511 0.3144
-4.250 -0.6260 0.04545 0.03555 0.0152 0.8419 0.3325
-4.000 -0.5929 0.04511 0.03527 0.0142 0.8331 0.3581
-3.750 -0.5916 0.04497 0.03508 0.0180 0.8245 0.3727
-3.500 -0.5552 0.04485 0.03504 0.0165 0.8162 0.3986
-3.250 -0.5521 0.04491 0.03505 0.0198 0.8080 0.4133
-3.000 -0.5302 0.04495 0.03516 0.0204 0.7996 0.4356
-2.750 -0.5029 0.04515 0.03547 0.0203 0.7921 0.4645
-2.500 -0.4991 0.04538 0.03577 0.0232 0.7854 0.4845
-2.250 -0.4577 0.04543 0.03599 0.0206 0.7768 0.5217
-2.000 -0.4340 0.04565 0.03633 0.0203 0.7692 0.5572
-1.750 -0.3997 0.04575 0.03679 0.0178 0.7617 0.6041
-1.500 -0.0232 0.05053 0.04255 -0.0359 0.7366 0.8666
-1.250 0.0737 0.05337 0.04511 -0.0474 0.7258 0.9212
-1.000 0.3360 0.05187 0.04304 -0.0835 0.7149 0.9748
-0.750 0.3856 0.05254 0.04361 -0.0918 0.7041 1.0000
-0.500 0.3593 0.05366 0.04466 -0.0863 0.6973 1.0000
-0.250 0.4162 0.05239 0.04316 -0.0907 0.6926 1.0000
0.000 0.2762 0.05743 0.04832 -0.0719 0.6865 1.0000
0.250 0.2452 0.05910 0.04991 -0.0660 0.6816 1.0000
0.500 0.2547 0.05983 0.05051 -0.0643 0.6760 1.0000
0.750 0.2716 0.06069 0.05122 -0.0635 0.6712 1.0000
1.000 0.2335 0.06304 0.05352 -0.0572 0.6692 1.0000
1.250 0.2121 0.06500 0.05541 -0.0527 0.6675 1.0000
1.500 0.1990 0.06685 0.05719 -0.0492 0.6665 1.0000
1.750 0.1927 0.06878 0.05904 -0.0466 0.6677 1.0000
2.000 0.1939 0.07078 0.06096 -0.0450 0.6699 1.0000
2.250 0.2034 0.07286 0.06297 -0.0443 0.6727 1.0000
2.500 0.0541 0.07773 0.06804 -0.0318 0.7877 1.0000
2.750 0.0746 0.07943 0.06963 -0.0320 0.7775 1.0000
3.000 0.0858 0.08119 0.07129 -0.0311 0.7710 1.0000
3.250 0.0965 0.08211 0.07213 -0.0298 0.7583 1.0000
3.500 0.1273 0.08544 0.07536 -0.0316 0.7530 1.0000
3.750 0.1147 0.08488 0.07474 -0.0273 0.7413 1.0000
4.000 0.1455 0.08777 0.07754 -0.0289 0.7343 1.0000
4.250 0.1373 0.08805 0.07776 -0.0255 0.7249 1.0000
4.500 0.1608 0.09015 0.07979 -0.0260 0.7158 1.0000
4.750 0.1707 0.09214 0.08172 -0.0251 0.7102 1.0000
5.000 0.1745 0.09283 0.08236 -0.0232 0.6991 1.0000
5.250 0.2049 0.09604 0.08551 -0.0246 0.6936 1.0000
5.500 0.1939 0.09621 0.08564 -0.0213 0.6851 1.0000
5.750 0.2136 0.09818 0.08756 -0.0213 0.6762 1.0000
6.000 0.2451 0.10216 0.09149 -0.0230 0.6720 1.0000
6.250 0.2268 0.10118 0.09048 -0.0189 0.6610 1.0000
6.500 0.2497 0.10374 0.09300 -0.0194 0.6549 1.0000
6.750 0.2703 0.10706 0.09628 -0.0199 0.6514 1.0000
7.000 0.2580 0.10653 0.09573 -0.0167 0.6404 1.0000
7.250 0.2842 0.10942 0.09860 -0.0175 0.6342 1.0000
7.500 0.2870 0.11121 0.10037 -0.0162 0.6293 1.0000
7.750 0.2894 0.11205 0.10120 -0.0147 0.6196 1.0000
8.000 0.3123 0.11489 0.10403 -0.0153 0.6145 1.0000
8.250 0.3246 0.11774 0.10686 -0.0151 0.6106 1.0000
8.500 0.3185 0.11774 0.10686 -0.0129 0.6000 1.0000
8.750 0.3439 0.12091 0.11003 -0.0136 0.5941 1.0000
9.000 0.3502 0.12326 0.11238 -0.0130 0.5902 1.0000
9.250 0.3474 0.12367 0.11279 -0.0114 0.5800 1.0000
9.500 0.3744 0.12718 0.11633 -0.0122 0.5740 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 683 AIRFOIL (goe683-il)