GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.99 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe692-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe692-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3056 0.11386 0.10661 -0.0554 0.9792 0.0926
-9.250 -0.3010 0.10938 0.10213 -0.0590 0.9733 0.0927
-9.000 -0.2985 0.10470 0.09744 -0.0628 0.9673 0.0923
-8.750 -0.2994 0.09986 0.09260 -0.0664 0.9602 0.0918
-8.500 -0.3037 0.09492 0.08766 -0.0701 0.9527 0.0915
-8.250 -0.3114 0.08979 0.08254 -0.0740 0.9444 0.0916
-8.000 -0.3252 0.08454 0.07730 -0.0775 0.9340 0.0920
-7.750 -0.3290 0.07741 0.07005 -0.0842 0.9265 0.0931
-7.500 -0.3450 0.07152 0.06402 -0.0864 0.9152 0.0939
-7.250 -0.3541 0.06472 0.05688 -0.0898 0.9068 0.0953
-7.000 -0.3593 0.05853 0.05019 -0.0917 0.8981 0.0967
-6.750 -0.3436 0.05334 0.04445 -0.0948 0.8936 0.0991
-6.500 -0.3339 0.05263 0.04373 -0.0928 0.8843 0.1011
-6.250 -0.3096 0.05054 0.04139 -0.0942 0.8793 0.1049
-6.000 -0.2926 0.04707 0.03727 -0.0950 0.8735 0.1092
-5.750 -0.2757 0.04595 0.03604 -0.0943 0.8659 0.1124
-5.500 -0.2461 0.04478 0.03470 -0.0955 0.8614 0.1175
-5.250 -0.2215 0.04277 0.03215 -0.0962 0.8563 0.1237
-5.000 -0.2045 0.04247 0.03191 -0.0949 0.8484 0.1276
-4.750 -0.1738 0.04124 0.03032 -0.0961 0.8440 0.1350
-4.500 -0.1386 0.04030 0.02927 -0.0979 0.8409 0.1421
-4.250 -0.1290 0.04005 0.02889 -0.0953 0.8313 0.1473
-4.000 -0.0982 0.03919 0.02779 -0.0963 0.8267 0.1554
-3.750 -0.0627 0.03848 0.02696 -0.0978 0.8235 0.1643
-3.500 -0.0508 0.03832 0.02663 -0.0956 0.8145 0.1708
-3.250 -0.0217 0.03787 0.02616 -0.0961 0.8094 0.1791
-3.000 0.0140 0.03721 0.02535 -0.0975 0.8060 0.1902
-2.750 0.0281 0.03729 0.02539 -0.0957 0.7977 0.1981
-2.500 0.0558 0.03696 0.02498 -0.0958 0.7921 0.2093
-2.250 0.0911 0.03650 0.02440 -0.0970 0.7886 0.2242
-2.000 0.1073 0.03663 0.02457 -0.0955 0.7809 0.2348
-1.750 0.1327 0.03654 0.02445 -0.0953 0.7746 0.2496
-1.500 0.1674 0.03616 0.02405 -0.0964 0.7710 0.2689
-1.250 0.1842 0.03640 0.02431 -0.0950 0.7633 0.2855
-1.000 0.2083 0.03638 0.02436 -0.0947 0.7569 0.3077
-0.750 0.2423 0.03596 0.02405 -0.0957 0.7533 0.3402
-0.500 0.2565 0.03629 0.02455 -0.0940 0.7450 0.3693
-0.250 0.2813 0.03608 0.02464 -0.0937 0.7391 0.4207
0.000 0.3106 0.03521 0.02448 -0.0934 0.7357 0.5489
0.500 0.3600 0.03534 0.02536 -0.0915 0.7215 1.0000
0.750 0.3948 0.03531 0.02505 -0.0925 0.7180 1.0000
1.000 0.3990 0.03648 0.02609 -0.0897 0.7074 1.0000
1.250 0.4299 0.03659 0.02599 -0.0901 0.7028 1.0000
1.500 0.4618 0.03664 0.02586 -0.0906 0.6989 1.0000
1.750 0.4665 0.03792 0.02705 -0.0880 0.6880 1.0000
2.000 0.5005 0.03785 0.02682 -0.0886 0.6843 1.0000
2.250 0.5053 0.03925 0.02815 -0.0862 0.6736 1.0000
2.500 0.5353 0.03935 0.02814 -0.0864 0.6689 1.0000
2.750 0.5596 0.03976 0.02845 -0.0860 0.6631 1.0000
3.000 0.5711 0.04091 0.02954 -0.0844 0.6536 1.0000
3.250 0.6048 0.04075 0.02930 -0.0848 0.6500 1.0000
3.750 0.6383 0.04248 0.03093 -0.0826 0.6340 1.0000
4.000 0.6672 0.04256 0.03095 -0.0825 0.6293 1.0000
4.250 0.6723 0.04422 0.03261 -0.0805 0.6179 1.0000
4.500 0.7071 0.04384 0.03218 -0.0808 0.6146 1.0000
5.000 0.7398 0.04560 0.03392 -0.0785 0.5978 1.0000
5.500 0.7732 0.04726 0.03558 -0.0763 0.5808 1.0000
5.750 0.8094 0.04654 0.03482 -0.0764 0.5773 1.0000
6.250 0.8132 0.05048 0.03883 -0.0723 0.5520 1.0000
6.500 0.8419 0.05020 0.03856 -0.0718 0.5463 1.0000
6.750 0.8812 0.04901 0.03737 -0.0719 0.5433 1.0000
7.000 0.8760 0.05163 0.04004 -0.0696 0.5290 1.0000
7.250 0.9153 0.05035 0.03878 -0.0696 0.5260 1.0000
7.500 0.9095 0.05308 0.04157 -0.0674 0.5117 1.0000
8.000 0.9434 0.05444 0.04303 -0.0652 0.4944 1.0000
8.500 0.9787 0.05556 0.04424 -0.0630 0.4772 1.0000
9.000 1.0162 0.05632 0.04511 -0.0608 0.4597 1.0000
9.250 1.0144 0.05878 0.04763 -0.0591 0.4458 1.0000
9.500 1.0586 0.05627 0.04513 -0.0585 0.4415 1.0000
9.750 1.0574 0.05855 0.04750 -0.0568 0.4273 1.0000
10.000 1.0593 0.06064 0.04964 -0.0553 0.4139 1.0000
10.250 1.1026 0.05807 0.04708 -0.0546 0.4086 1.0000
10.500 1.0981 0.06089 0.04998 -0.0530 0.3945 1.0000
10.750 1.1012 0.06297 0.05214 -0.0518 0.3822 1.0000
11.000 1.1362 0.06136 0.05052 -0.0509 0.3754 1.0000
11.250 1.1302 0.06456 0.05381 -0.0496 0.3623 1.0000
11.500 1.1434 0.06556 0.05486 -0.0486 0.3526 1.0000
11.750 1.1604 0.06608 0.05542 -0.0476 0.3433 1.0000
12.000 1.1567 0.06922 0.05865 -0.0466 0.3319 1.0000
12.250 1.1887 0.06794 0.05735 -0.0456 0.3254 1.0000
12.500 1.1755 0.07237 0.06191 -0.0449 0.3138 1.0000
12.750 1.2137 0.07029 0.05978 -0.0438 0.3081 1.0000
13.000 1.1917 0.07596 0.06562 -0.0433 0.2966 1.0000
13.250 1.2184 0.07531 0.06494 -0.0423 0.2903 1.0000
13.500 1.2013 0.08055 0.07033 -0.0421 0.2803 1.0000
13.750 1.2415 0.07808 0.06779 -0.0408 0.2756 1.0000
14.000 1.1983 0.08719 0.07714 -0.0415 0.2651 1.0000
14.250 1.2281 0.08608 0.07605 -0.0404 0.2609 1.0000
14.500 1.1726 0.09782 0.08799 -0.0424 0.2507 1.0000
14.750 1.1883 0.09873 0.08897 -0.0418 0.2462 1.0000
15.000 1.2285 0.09586 0.08610 -0.0401 0.2435 1.0000
15.250 1.1268 0.11648 0.10694 -0.0463 0.2303 1.0000
15.500 1.1549 0.11506 0.10557 -0.0449 0.2280 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)