GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 42.12 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe502-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe502-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 502 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.1595 0.11810 0.11312 -0.0594 0.9591 0.1489
-8.500 -0.1877 0.11787 0.11293 -0.0668 0.9497 0.1541
-8.250 -0.1627 0.11276 0.10782 -0.0680 0.9446 0.1554
-8.000 -0.1214 0.10847 0.10349 -0.0693 0.9417 0.1586
-7.750 -0.0963 0.10518 0.10016 -0.0736 0.9386 0.1639
-7.500 -0.1433 0.10585 0.10091 -0.0778 0.9239 0.1690
-7.250 -0.1034 0.09997 0.09500 -0.0803 0.9224 0.1707
-7.000 -0.0933 0.09782 0.09287 -0.0777 0.9127 0.1722
-6.750 -0.0661 0.09455 0.08958 -0.0802 0.9082 0.1755
-6.500 -0.0473 0.09131 0.08631 -0.0852 0.9046 0.1811
-6.250 -0.2143 0.06883 0.06371 -0.1004 0.8757 0.1154
-6.000 -0.1910 0.06461 0.05942 -0.1041 0.8707 0.1143
-5.750 -0.2067 0.04732 0.04114 -0.1203 0.8613 0.1089
-5.500 -0.1806 0.04228 0.03542 -0.1250 0.8548 0.1096
-5.250 -0.1395 0.03891 0.03148 -0.1295 0.8512 0.1114
-5.000 -0.1199 0.03737 0.02956 -0.1293 0.8427 0.1132
-4.750 -0.0882 0.03579 0.02760 -0.1307 0.8362 0.1165
-4.500 -0.0467 0.03473 0.02657 -0.1330 0.8325 0.1211
-4.250 -0.0288 0.03422 0.02587 -0.1318 0.8232 0.1246
-4.000 0.0055 0.03309 0.02459 -0.1329 0.8172 0.1294
-3.750 0.0502 0.03205 0.02349 -0.1354 0.8139 0.1384
-3.500 0.0644 0.03201 0.02352 -0.1335 0.8036 0.1449
-3.250 0.1006 0.03123 0.02274 -0.1346 0.7984 0.1585
-3.000 0.1466 0.03031 0.02192 -0.1371 0.7956 0.1888
-2.750 0.1963 0.02994 0.02170 -0.1399 0.7937 0.2277
-2.500 0.1970 0.03075 0.02245 -0.1358 0.7796 0.2405
-2.250 0.2439 0.03038 0.02212 -0.1381 0.7773 0.2623
-2.000 0.2492 0.03125 0.02294 -0.1347 0.7648 0.2730
-1.750 0.2914 0.03081 0.02255 -0.1363 0.7613 0.2903
-1.500 0.3402 0.03008 0.02180 -0.1390 0.7592 0.3070
-1.250 0.3459 0.03084 0.02241 -0.1357 0.7476 0.3171
-1.000 0.3856 0.03035 0.02202 -0.1370 0.7435 0.3322
-0.750 0.4350 0.02957 0.02125 -0.1399 0.7411 0.3502
-0.500 0.4861 0.02870 0.02035 -0.1430 0.7390 0.3687
-0.250 0.4802 0.02980 0.02141 -0.1379 0.7257 0.3766
0.000 0.5272 0.02900 0.02061 -0.1405 0.7227 0.3921
0.250 0.5771 0.02810 0.01966 -0.1435 0.7202 0.4099
0.500 0.5727 0.02929 0.02083 -0.1387 0.7078 0.4187
0.750 0.6146 0.02869 0.02024 -0.1404 0.7038 0.4362
1.000 0.6626 0.02790 0.01943 -0.1431 0.7010 0.4563
1.250 0.7113 0.02720 0.01868 -0.1461 0.6980 0.4783
1.500 0.6958 0.02872 0.02030 -0.1396 0.6847 0.4855
1.750 0.7419 0.02798 0.01957 -0.1419 0.6815 0.5085
2.000 0.7820 0.02756 0.01918 -0.1435 0.6776 0.5323
2.250 0.7678 0.02911 0.02083 -0.1373 0.6655 0.5435
2.500 0.8149 0.02832 0.02011 -0.1398 0.6622 0.5746
2.750 0.8666 0.02749 0.01936 -0.1431 0.6596 0.6166
3.000 0.8377 0.02972 0.02178 -0.1349 0.6466 0.6314
3.250 0.8831 0.02874 0.02110 -0.1369 0.6434 0.7150
3.500 0.9446 0.02744 0.02001 -0.1418 0.6407 1.0000
3.750 0.9109 0.03015 0.02278 -0.1334 0.6281 1.0000
4.000 0.9584 0.02972 0.02216 -0.1361 0.6247 1.0000
4.250 1.0118 0.02907 0.02134 -0.1395 0.6221 1.0000
4.500 0.9652 0.03227 0.02465 -0.1293 0.6090 1.0000
4.750 1.0169 0.03163 0.02390 -0.1324 0.6061 1.0000
5.000 1.0710 0.03093 0.02309 -0.1359 0.6037 1.0000
5.250 1.0036 0.03529 0.02757 -0.1234 0.5897 1.0000
5.500 1.0613 0.03412 0.02633 -0.1269 0.5875 1.0000
5.750 1.1244 0.03303 0.02516 -0.1315 0.5854 1.0000
6.000 1.0337 0.03913 0.03138 -0.1173 0.5700 1.0000
6.250 1.0947 0.03744 0.02965 -0.1205 0.5686 1.0000
6.500 1.1701 0.03537 0.02750 -0.1260 0.5671 1.0000
6.750 1.0637 0.04337 0.03565 -0.1119 0.5502 1.0000
7.000 1.1458 0.03967 0.03188 -0.1162 0.5499 1.0000
7.250 1.2710 0.03465 0.02673 -0.1271 0.5483 1.0000
7.500 1.0758 0.04894 0.04126 -0.1055 0.5258 1.0000
7.750 1.1557 0.04409 0.03637 -0.1080 0.5247 1.0000
8.000 1.2969 0.03689 0.02904 -0.1184 0.5251 1.0000
8.250 1.2701 0.03959 0.03182 -0.1118 0.5155 1.0000
8.500 1.3692 0.03615 0.02830 -0.1197 0.5125 1.0000
8.750 1.2379 0.04528 0.03763 -0.1033 0.4974 1.0000
9.000 1.3403 0.04024 0.03256 -0.1093 0.4963 1.0000
9.250 1.4559 0.03627 0.02847 -0.1193 0.4925 1.0000
9.500 1.3123 0.04535 0.03781 -0.1010 0.4789 1.0000
9.750 1.4302 0.03966 0.03205 -0.1087 0.4765 1.0000
10.000 1.4726 0.03891 0.03130 -0.1099 0.4697 1.0000
10.250 1.4220 0.04277 0.03531 -0.1013 0.4599 1.0000
10.500 1.5585 0.03735 0.02970 -0.1127 0.4539 1.0000
10.750 1.4398 0.04446 0.03712 -0.0969 0.4436 1.0000
11.000 1.5883 0.03771 0.03011 -0.1084 0.4359 1.0000
11.250 1.4883 0.04392 0.03666 -0.0949 0.4267 1.0000
11.500 1.5844 0.03928 0.03182 -0.1003 0.4165 1.0000
11.750 1.5373 0.04286 0.03561 -0.0927 0.4067 1.0000
12.000 1.5646 0.04199 0.03470 -0.0917 0.3951 1.0000
12.250 1.6023 0.04039 0.03295 -0.0916 0.3818 1.0000
12.500 1.5714 0.04331 0.03603 -0.0862 0.3703 1.0000
12.750 1.5690 0.04460 0.03734 -0.0833 0.3575 1.0000
13.000 1.5795 0.04508 0.03776 -0.0814 0.3441 1.0000
13.250 1.5930 0.04547 0.03804 -0.0798 0.3304 1.0000
13.500 1.5767 0.04830 0.04096 -0.0768 0.3174 1.0000
13.750 1.5701 0.05064 0.04332 -0.0746 0.3046 1.0000
14.000 1.5728 0.05231 0.04493 -0.0730 0.2921 1.0000
14.250 1.5836 0.05334 0.04582 -0.0717 0.2800 1.0000
14.500 1.5713 0.05662 0.04921 -0.0699 0.2691 1.0000
14.750 1.5714 0.05890 0.05148 -0.0687 0.2587 1.0000
15.000 1.5846 0.05987 0.05228 -0.0677 0.2481 1.0000
15.250 1.5706 0.06375 0.05632 -0.0665 0.2391 1.0000
15.500 1.5769 0.06555 0.05805 -0.0656 0.2296 1.0000
15.750 1.5745 0.06833 0.06086 -0.0648 0.2206 1.0000
16.000 1.5736 0.07109 0.06365 -0.0641 0.2119 1.0000
16.250 1.5904 0.07182 0.06415 -0.0633 0.2018 1.0000
16.500 1.5724 0.07665 0.06922 -0.0630 0.1945 1.0000
16.750 1.5846 0.07797 0.07039 -0.0623 0.1851 1.0000
17.000 1.5756 0.08188 0.07442 -0.0621 0.1774 1.0000
17.250 1.5821 0.08403 0.07651 -0.0616 0.1690 1.0000
17.500 1.5826 0.08687 0.07937 -0.0614 0.1614 1.0000
17.750 1.5844 0.08973 0.08225 -0.0612 0.1545 1.0000
18.000 1.5814 0.09311 0.08572 -0.0614 0.1484 1.0000
18.250 1.5941 0.09465 0.08718 -0.0609 0.1422 1.0000
18.500 1.5753 0.10018 0.09298 -0.0620 0.1382 1.0000
18.750 1.6038 0.09953 0.09211 -0.0610 0.1321 1.0000
19.000 1.5879 0.10480 0.09763 -0.0620 0.1290 1.0000
19.250 1.5639 0.11130 0.10442 -0.0640 0.1263 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)