GOE 711 AIRFOIL (goe711-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 711 AIRFOIL (goe711-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.28 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe711-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe711-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 711 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3516 0.12398 0.11854 -0.0173 1.0000 0.1725
-7.250 -0.3806 0.12400 0.11871 -0.0151 1.0000 0.1743
-7.000 -0.4109 0.12393 0.11877 -0.0145 1.0000 0.1752
-6.750 -0.3854 0.11859 0.11344 -0.0105 1.0000 0.1835
-6.500 -0.4032 0.11741 0.11237 -0.0088 1.0000 0.1883
-6.250 -0.4294 0.11672 0.11178 -0.0107 1.0000 0.1917
-6.000 -0.4239 0.11307 0.10821 -0.0069 1.0000 0.1977
-5.750 -0.4323 0.11127 0.10647 -0.0064 1.0000 0.2060
-5.500 -0.4446 0.10888 0.10414 -0.0084 1.0000 0.2115
-5.250 -0.4420 0.10649 0.10182 -0.0048 1.0000 0.2214
-5.000 -0.4482 0.10384 0.09922 -0.0061 1.0000 0.2298
-4.750 -0.4516 0.10203 0.09738 -0.0103 1.0000 0.2440
-4.500 -0.4486 0.09913 0.09459 -0.0037 1.0000 0.2519
-4.250 -0.4488 0.09663 0.09213 -0.0041 1.0000 0.2658
-4.000 -0.4161 0.09290 0.08836 -0.0097 0.9885 0.2984
-3.750 -0.3849 0.08978 0.08522 -0.0117 0.9748 0.3397
-3.250 0.0684 0.07308 0.06797 -0.0326 0.9840 1.0000
-3.000 0.1133 0.06943 0.06427 -0.0424 0.9666 1.0000
-2.750 0.1325 0.06711 0.06195 -0.0460 0.9489 0.9939
-2.500 0.0720 0.06774 0.06273 -0.0322 0.9284 0.9450
-2.250 0.0106 0.06798 0.06311 -0.0204 0.9112 0.8933
-2.000 -0.0479 0.06777 0.06305 -0.0099 0.8931 0.8572
-1.750 0.0359 0.05857 0.05106 -0.0887 0.8639 0.2480
-1.500 0.1029 0.05590 0.04745 -0.0955 0.8524 0.2051
-1.250 0.1475 0.05426 0.04522 -0.0983 0.8385 0.1885
-1.000 0.1909 0.05318 0.04344 -0.1004 0.8245 0.1752
-0.750 0.2292 0.05176 0.04182 -0.1021 0.8108 0.1707
-0.500 0.2673 0.05081 0.04057 -0.1035 0.7972 0.1694
-0.250 0.3064 0.04994 0.03940 -0.1048 0.7841 0.1712
0.000 0.3632 0.04817 0.03732 -0.1078 0.7754 0.1723
0.250 0.3945 0.04780 0.03674 -0.1077 0.7612 0.1745
0.500 0.4250 0.04734 0.03624 -0.1076 0.7473 0.1808
0.750 0.4559 0.04703 0.03583 -0.1076 0.7339 0.1921
1.000 0.5146 0.04479 0.03365 -0.1108 0.7274 0.2169
1.250 0.5455 0.04386 0.03348 -0.1114 0.7144 0.3249
1.500 0.5612 0.04288 0.03368 -0.1077 0.7009 1.0000
1.750 0.6260 0.04097 0.03099 -0.1109 0.6958 1.0000
2.000 0.6482 0.04159 0.03135 -0.1099 0.6822 1.0000
2.250 0.6644 0.04264 0.03221 -0.1084 0.6684 1.0000
2.500 0.6825 0.04365 0.03305 -0.1072 0.6555 1.0000
2.750 0.7507 0.04152 0.03060 -0.1115 0.6503 1.0000
3.000 0.7538 0.04348 0.03249 -0.1087 0.6364 1.0000
3.250 0.7573 0.04556 0.03449 -0.1060 0.6237 1.0000
3.500 0.8266 0.04333 0.03202 -0.1104 0.6186 1.0000
3.750 0.8073 0.04697 0.03568 -0.1054 0.6048 1.0000
4.000 0.8902 0.04390 0.03235 -0.1113 0.6013 1.0000
4.250 0.8495 0.04907 0.03762 -0.1042 0.5872 1.0000
4.500 0.7965 0.05651 0.04516 -0.0981 0.5728 1.0000
4.750 0.8279 0.05679 0.04534 -0.0983 0.5669 1.0000
5.250 0.7381 0.07294 0.06167 -0.0927 0.5461 1.0000
5.500 0.7492 0.07547 0.06417 -0.0924 0.5402 1.0000
5.750 0.7689 0.07740 0.06605 -0.0923 0.5358 1.0000
6.000 0.7254 0.08551 0.07425 -0.0910 0.5328 1.0000
6.250 0.7106 0.09071 0.07949 -0.0905 0.5310 1.0000
6.500 0.7032 0.09547 0.08428 -0.0905 0.5317 1.0000
6.750 0.7076 0.09968 0.08849 -0.0912 0.5348 1.0000
7.000 0.7232 0.10319 0.09200 -0.0922 0.5369 1.0000
7.250 0.5875 0.11866 0.10792 -0.0938 0.6418 1.0000
7.500 0.6086 0.12151 0.11072 -0.0947 0.6352 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 711 AIRFOIL (goe711-il)