GOE 685 AIRFOIL (goe685-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 685 AIRFOIL (goe685-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.28 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe685-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe685-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 685 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2856 0.12486 0.11710 -0.0317 1.0000 0.2297
-10.250 -0.2876 0.12323 0.11553 -0.0318 1.0000 0.2357
-10.000 -0.3124 0.12465 0.11709 -0.0326 1.0000 0.2385
-9.750 -0.2868 0.11805 0.11048 -0.0317 1.0000 0.2416
-9.500 -0.2764 0.11481 0.10727 -0.0310 1.0000 0.2467
-9.250 -0.2846 0.11381 0.10636 -0.0307 1.0000 0.2532
-9.000 -0.3158 0.11528 0.10802 -0.0304 1.0000 0.2553
-8.750 -0.2763 0.10792 0.10059 -0.0290 1.0000 0.2620
-8.500 -0.2819 0.10650 0.09926 -0.0279 1.0000 0.2689
-8.250 -0.3123 0.10748 0.10043 -0.0264 1.0000 0.2719
-8.000 -0.2954 0.10255 0.09552 -0.0252 1.0000 0.2754
-7.750 -0.2895 0.09984 0.09285 -0.0234 1.0000 0.2808
-7.500 -0.3039 0.09895 0.09208 -0.0212 1.0000 0.2863
-7.250 -0.3405 0.09984 0.09317 -0.0178 1.0000 0.2890
-7.000 -0.3793 0.10063 0.09416 -0.0137 1.0000 0.2897
-6.750 -0.3294 0.09372 0.08715 -0.0136 1.0000 0.2997
-6.500 -0.3564 0.09354 0.08712 -0.0098 1.0000 0.3040
-6.250 -0.3925 0.09373 0.08748 -0.0063 1.0000 0.3059
-6.000 -0.4248 0.09324 0.08712 -0.0058 1.0000 0.3071
-5.750 -0.4599 0.07610 0.06980 -0.0252 1.0000 0.2064
-5.500 -0.4574 0.07312 0.06682 -0.0241 1.0000 0.2075
-5.250 -0.4524 0.07124 0.06498 -0.0218 1.0000 0.2106
-5.000 -0.4478 0.06218 0.05559 -0.0316 1.0000 0.2044
-4.750 -0.4390 0.06053 0.05394 -0.0302 1.0000 0.2115
-4.500 -0.4188 0.05247 0.04529 -0.0395 1.0000 0.2224
-4.250 -0.4115 0.05407 0.04716 -0.0339 1.0000 0.2318
-4.000 -0.3966 0.05193 0.04488 -0.0345 1.0000 0.2464
-3.750 -0.3821 0.05049 0.04333 -0.0343 1.0000 0.2635
-3.500 -0.3676 0.04933 0.04206 -0.0339 1.0000 0.2819
-3.250 -0.3528 0.04823 0.04086 -0.0335 1.0000 0.3007
-3.000 -0.3219 0.04647 0.03870 -0.0376 0.9964 0.3245
-2.750 -0.2792 0.04603 0.03827 -0.0409 0.9830 0.3461
-2.500 -0.2333 0.04499 0.03700 -0.0460 0.9694 0.3650
-2.250 -0.1894 0.04385 0.03559 -0.0510 0.9557 0.3801
-2.000 -0.1444 0.04286 0.03421 -0.0563 0.9412 0.3932
-1.750 -0.1077 0.04223 0.03352 -0.0588 0.9268 0.4045
-1.500 -0.0670 0.04151 0.03254 -0.0627 0.9127 0.4139
-1.250 -0.0252 0.04105 0.03183 -0.0664 0.8985 0.4257
-1.000 0.0193 0.04054 0.03121 -0.0700 0.8855 0.4358
-0.750 0.0548 0.04018 0.03063 -0.0725 0.8710 0.4461
-0.500 0.0857 0.03997 0.03035 -0.0738 0.8565 0.4572
-0.250 0.1182 0.03979 0.03007 -0.0753 0.8427 0.4677
0.000 0.1553 0.03967 0.02980 -0.0775 0.8304 0.4806
0.250 0.1957 0.03948 0.02952 -0.0799 0.8189 0.4967
0.500 0.2180 0.03966 0.02969 -0.0797 0.8053 0.5086
0.750 0.2470 0.03989 0.02986 -0.0806 0.7933 0.5233
1.000 0.2962 0.03964 0.02955 -0.0838 0.7844 0.5459
1.250 0.3127 0.04027 0.03019 -0.0831 0.7715 0.5613
1.500 0.3381 0.04078 0.03071 -0.0835 0.7610 0.5821
1.750 0.3763 0.04079 0.03086 -0.0852 0.7523 0.6106
2.000 0.3896 0.04173 0.03193 -0.0843 0.7414 0.6364
2.250 0.4320 0.04128 0.03193 -0.0859 0.7342 0.6955
2.500 0.4432 0.04212 0.03345 -0.0854 0.7235 1.0000
2.750 0.4979 0.04259 0.03350 -0.0899 0.7165 1.0000
3.000 0.4922 0.04491 0.03567 -0.0877 0.7062 1.0000
3.250 0.5334 0.04558 0.03611 -0.0897 0.6996 1.0000
3.500 0.5248 0.04815 0.03859 -0.0873 0.6914 1.0000
3.750 0.5500 0.04939 0.03970 -0.0876 0.6842 1.0000
4.000 0.5610 0.05128 0.04152 -0.0869 0.6774 1.0000
4.250 0.5623 0.05359 0.04377 -0.0856 0.6710 1.0000
4.500 0.6029 0.05432 0.04445 -0.0869 0.6643 1.0000
4.750 0.5880 0.05736 0.04746 -0.0846 0.6579 1.0000
5.000 0.6057 0.05901 0.04908 -0.0843 0.6503 1.0000
5.250 0.6173 0.06080 0.05085 -0.0835 0.6407 1.0000
5.500 0.6565 0.06107 0.05111 -0.0837 0.6272 1.0000
5.750 0.6857 0.06154 0.05159 -0.0831 0.6133 1.0000
6.000 0.6893 0.06340 0.05345 -0.0814 0.5995 1.0000
6.250 0.7020 0.06506 0.05513 -0.0804 0.5877 1.0000
6.500 0.7516 0.06465 0.05478 -0.0807 0.5774 1.0000
6.750 0.7333 0.06840 0.05855 -0.0791 0.5664 1.0000
7.000 0.7470 0.07034 0.06053 -0.0784 0.5560 1.0000
7.250 0.7799 0.07099 0.06126 -0.0781 0.5454 1.0000
7.500 0.7661 0.07479 0.06509 -0.0769 0.5334 1.0000
7.750 0.7792 0.07684 0.06720 -0.0762 0.5214 1.0000
8.000 0.8284 0.07621 0.06668 -0.0757 0.5105 1.0000
8.250 0.8040 0.08118 0.07166 -0.0750 0.4975 1.0000
8.500 0.8020 0.08481 0.07534 -0.0746 0.4875 1.0000
8.750 0.8159 0.08740 0.07801 -0.0745 0.4793 1.0000
9.000 0.8114 0.09181 0.08246 -0.0748 0.4736 1.0000
9.250 0.7971 0.09730 0.08798 -0.0757 0.4727 1.0000
9.500 0.7943 0.10214 0.09287 -0.0768 0.4741 1.0000
9.750 0.8037 0.10643 0.09724 -0.0779 0.4761 1.0000
11.250 1.3067 0.05168 0.04395 -0.0490 0.3265 1.0000
11.500 1.2459 0.05986 0.05226 -0.0462 0.3240 1.0000
11.750 1.2993 0.05168 0.04388 -0.0411 0.2763 1.0000
12.000 1.2920 0.05264 0.04455 -0.0377 0.2454 1.0000
12.250 1.1014 0.08833 0.08074 -0.0499 0.2936 1.0000
12.500 1.2845 0.05728 0.04862 -0.0332 0.1972 1.0000
12.750 1.2908 0.05971 0.05087 -0.0317 0.1805 1.0000
13.000 1.3024 0.06221 0.05328 -0.0304 0.1675 1.0000
13.250 1.3223 0.06433 0.05528 -0.0293 0.1562 1.0000
13.500 1.3137 0.06832 0.05954 -0.0285 0.1509 1.0000
13.750 1.3389 0.07039 0.06152 -0.0276 0.1429 1.0000
14.000 1.3187 0.07548 0.06697 -0.0273 0.1411 1.0000
14.250 1.2946 0.08140 0.07321 -0.0279 0.1399 1.0000
14.500 1.2625 0.08876 0.08087 -0.0297 0.1398 1.0000
14.750 1.2177 0.09868 0.09107 -0.0335 0.1411 1.0000
15.000 1.1636 0.11173 0.10431 -0.0398 0.1432 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 685 AIRFOIL (goe685-il)