GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.26 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe692-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe692-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 692 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3595 0.12988 0.12349 -0.0172 1.0000 0.2505
-8.250 -0.3884 0.13012 0.12384 -0.0156 1.0000 0.2564
-8.000 -0.4404 0.13190 0.12579 -0.0136 1.0000 0.2581
-7.750 -0.3863 0.12486 0.11869 -0.0119 1.0000 0.2659
-7.500 -0.4019 0.12391 0.11781 -0.0100 1.0000 0.2733
-7.250 -0.4527 0.12501 0.11907 -0.0074 1.0000 0.2768
-7.000 -0.4178 0.11984 0.11387 -0.0061 1.0000 0.2840
-6.750 -0.4317 0.11861 0.11271 -0.0039 1.0000 0.2919
-6.500 -0.4890 0.11942 0.11367 -0.0002 1.0000 0.2958
-6.250 -0.4547 0.11460 0.10884 0.0006 1.0000 0.3033
-6.000 -0.4740 0.11338 0.10768 0.0036 1.0000 0.3113
-5.750 -0.5165 0.11197 0.10639 0.0050 1.0000 0.3173
-5.500 -0.4940 0.10893 0.10334 0.0082 1.0000 0.3255
-5.250 -0.5308 0.10706 0.10157 0.0078 1.0000 0.3366
-5.000 -0.5125 0.10438 0.09890 0.0118 1.0000 0.3461
-4.750 -0.5257 0.10184 0.09641 0.0129 1.0000 0.3592
-4.500 -0.5368 0.09954 0.09414 0.0138 1.0000 0.3763
-4.250 -0.5405 0.09730 0.09193 0.0156 1.0000 0.3951
-4.000 -0.4962 0.07286 0.06597 -0.0296 1.0000 0.2205
-3.750 -0.4836 0.06992 0.06311 -0.0284 1.0000 0.2168
-3.500 -0.4639 0.06573 0.05865 -0.0311 1.0000 0.2119
-3.250 -0.4394 0.06130 0.05374 -0.0348 1.0000 0.2085
-3.000 -0.4166 0.05840 0.05047 -0.0369 1.0000 0.2099
-2.750 -0.3936 0.05617 0.04786 -0.0385 1.0000 0.2144
-2.500 -0.3663 0.05395 0.04492 -0.0409 1.0000 0.2198
-2.250 -0.3485 0.05290 0.04397 -0.0408 1.0000 0.2264
-2.000 -0.3259 0.05195 0.04270 -0.0416 1.0000 0.2347
-1.750 -0.3029 0.05100 0.04147 -0.0424 1.0000 0.2427
-1.500 -0.2821 0.05062 0.04097 -0.0427 1.0000 0.2522
-1.250 -0.2588 0.05012 0.04019 -0.0435 1.0000 0.2616
-1.000 -0.2377 0.05001 0.03998 -0.0438 1.0000 0.2726
-0.750 -0.2156 0.04988 0.03972 -0.0443 1.0000 0.2835
-0.500 -0.1931 0.05004 0.03964 -0.0448 1.0000 0.2971
-0.250 -0.1724 0.05020 0.03984 -0.0451 1.0000 0.3112
0.000 -0.1509 0.05049 0.04010 -0.0454 1.0000 0.3273
0.250 -0.1295 0.05092 0.04053 -0.0457 1.0000 0.3467
0.500 -0.1059 0.05159 0.04116 -0.0464 0.9995 0.3705
0.750 -0.0650 0.05317 0.04280 -0.0502 0.9943 0.4088
1.000 -0.0326 0.05428 0.04415 -0.0525 0.9890 0.4550
1.250 0.0089 0.05561 0.04627 -0.0560 0.9833 0.5594
1.500 0.0258 0.05486 0.04660 -0.0542 0.9727 1.0000
1.750 0.0546 0.05672 0.04794 -0.0563 0.9643 1.0000
2.000 0.0953 0.05966 0.05047 -0.0605 0.9551 1.0000
2.250 0.1168 0.06089 0.05150 -0.0614 0.9430 1.0000
2.500 0.1360 0.06231 0.05276 -0.0619 0.9327 1.0000
2.750 0.1715 0.06514 0.05537 -0.0652 0.9241 1.0000
3.000 0.1948 0.06666 0.05675 -0.0663 0.9106 1.0000
3.250 0.2084 0.06786 0.05786 -0.0659 0.8994 1.0000
3.500 0.2411 0.07067 0.06052 -0.0686 0.8905 1.0000
3.750 0.2648 0.07235 0.06211 -0.0697 0.8765 1.0000
4.000 0.2751 0.07351 0.06322 -0.0688 0.8645 1.0000
4.250 0.3051 0.07628 0.06589 -0.0710 0.8553 1.0000
4.500 0.3321 0.07834 0.06788 -0.0725 0.8408 1.0000
4.750 0.3381 0.07937 0.06888 -0.0711 0.8280 1.0000
5.000 0.3620 0.08193 0.07139 -0.0724 0.8187 1.0000
5.250 0.4018 0.08509 0.07448 -0.0756 0.8036 1.0000
5.500 0.3981 0.08552 0.07492 -0.0729 0.7906 1.0000
5.750 0.4120 0.08760 0.07698 -0.0729 0.7796 1.0000
6.000 0.4474 0.09077 0.08011 -0.0755 0.7672 1.0000
6.250 0.4666 0.09258 0.08191 -0.0758 0.7516 1.0000
6.500 0.4643 0.09387 0.08322 -0.0738 0.7397 1.0000
6.750 0.4835 0.09651 0.08587 -0.0746 0.7295 1.0000
7.000 0.5136 0.09929 0.08864 -0.0762 0.7149 1.0000
7.250 0.5390 0.10162 0.09098 -0.0770 0.6984 1.0000
7.500 0.5260 0.10286 0.09226 -0.0745 0.6882 1.0000
7.750 0.5416 0.10539 0.09481 -0.0748 0.6764 1.0000
8.000 0.5686 0.10821 0.09764 -0.0759 0.6626 1.0000
8.250 0.6610 0.10064 0.08992 -0.0727 0.5650 1.0000
8.500 0.6728 0.10266 0.09197 -0.0721 0.5520 1.0000
8.750 0.6946 0.10404 0.09338 -0.0718 0.5373 1.0000
9.000 0.7237 0.10495 0.09432 -0.0716 0.5229 1.0000
9.250 0.7616 0.10492 0.09434 -0.0713 0.5084 1.0000
9.500 0.7407 0.10907 0.09854 -0.0702 0.4961 1.0000
9.750 0.7494 0.11119 0.10070 -0.0695 0.4827 1.0000
10.000 0.7687 0.11262 0.10217 -0.0690 0.4698 1.0000
10.250 0.8090 0.11213 0.10173 -0.0683 0.4569 1.0000
10.500 0.7898 0.11695 0.10661 -0.0681 0.4456 1.0000
10.750 0.7948 0.11982 0.10953 -0.0678 0.4348 1.0000
11.000 0.8380 0.11900 0.10876 -0.0669 0.4234 1.0000
11.250 0.8021 0.12622 0.11603 -0.0678 0.4159 1.0000
11.500 0.8391 0.12643 0.11630 -0.0671 0.4061 1.0000
11.750 0.8089 0.13336 0.12327 -0.0684 0.4018 1.0000
12.000 0.8026 0.13792 0.12789 -0.0693 0.3978 1.0000
12.250 0.8119 0.14141 0.13144 -0.0700 0.3937 1.0000
12.500 0.8308 0.14485 0.13494 -0.0706 0.3910 1.0000
12.750 0.7527 0.16163 0.15182 -0.0799 0.4730 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)