GOE 510 AIRFOIL (goe510-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 510 AIRFOIL (goe510-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.41 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe510-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe510-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 510 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2780 0.13413 0.12753 -0.0254 1.0000 0.1835
-9.250 -0.2947 0.13426 0.12777 -0.0244 1.0000 0.1870
-9.000 -0.3247 0.13609 0.12975 -0.0235 1.0000 0.1883
-8.750 -0.3065 0.13015 0.12383 -0.0219 1.0000 0.1908
-8.500 -0.2983 0.12691 0.12062 -0.0199 1.0000 0.1948
-8.250 -0.3032 0.12529 0.11908 -0.0183 1.0000 0.1991
-8.000 -0.3189 0.12483 0.11872 -0.0168 1.0000 0.2030
-7.750 -0.3511 0.12609 0.12013 -0.0153 1.0000 0.2050
-7.500 -0.3885 0.12749 0.12167 -0.0131 1.0000 0.2056
-7.250 -0.3392 0.11914 0.11327 -0.0116 1.0000 0.2116
-7.000 -0.3468 0.11767 0.11188 -0.0096 1.0000 0.2164
-6.750 -0.3709 0.11753 0.11186 -0.0076 1.0000 0.2205
-6.500 -0.4064 0.11807 0.11253 -0.0049 1.0000 0.2220
-6.250 -0.4440 0.11886 0.11342 -0.0039 1.0000 0.2230
-6.000 -0.4098 0.11247 0.10706 -0.0009 1.0000 0.2284
-5.750 -0.4190 0.11082 0.10547 0.0014 1.0000 0.2332
-5.500 -0.4398 0.10989 0.10461 0.0025 1.0000 0.2377
-5.250 -0.4761 0.11085 0.10560 0.0002 1.0000 0.2409
-5.000 -0.4601 0.10551 0.10035 0.0046 1.0000 0.2444
-4.750 -0.4606 0.10320 0.09808 0.0066 1.0000 0.2493
-4.500 -0.4775 0.10260 0.09746 0.0050 1.0000 0.2573
-4.250 -0.4792 0.09938 0.09430 0.0062 1.0000 0.2605
-4.000 -0.4392 0.09682 0.09156 -0.0042 0.9830 0.2761
-3.750 -0.4023 0.09197 0.08673 -0.0062 0.9682 0.2859
-3.500 -0.3786 0.08881 0.08351 -0.0103 0.9539 0.2992
-3.250 -0.3546 0.08582 0.08045 -0.0137 0.9403 0.3156
-3.000 -0.3320 0.08290 0.07748 -0.0165 0.9264 0.3322
-2.750 -0.3137 0.08013 0.07466 -0.0181 0.9124 0.3488
-2.500 -0.2968 0.07751 0.07199 -0.0189 0.8986 0.3680
-2.250 -0.2820 0.07509 0.06951 -0.0197 0.8850 0.3948
-1.750 -0.2514 0.06925 0.06371 -0.0170 0.8606 0.4655
-1.500 -0.2392 0.06662 0.06110 -0.0151 0.8485 0.5006
-1.250 -0.2281 0.06446 0.05893 -0.0135 0.8352 0.5244
-1.000 -0.0831 0.06467 0.05711 -0.0463 0.8179 0.2576
-0.750 -0.0462 0.06093 0.05273 -0.0492 0.8070 0.2083
-0.500 -0.0042 0.05888 0.05028 -0.0516 0.7973 0.2018
-0.250 0.0114 0.05799 0.04918 -0.0505 0.7843 0.1991
0.000 0.0377 0.05674 0.04754 -0.0507 0.7735 0.1947
0.250 0.0759 0.05528 0.04563 -0.0521 0.7642 0.1929
0.500 0.0881 0.05533 0.04553 -0.0505 0.7524 0.1956
0.750 0.1280 0.05451 0.04438 -0.0520 0.7438 0.2015
1.000 0.1453 0.05452 0.04408 -0.0510 0.7327 0.2050
1.250 0.1669 0.05460 0.04410 -0.0507 0.7234 0.2096
1.500 0.2019 0.05443 0.04373 -0.0518 0.7142 0.2206
1.750 0.2152 0.05533 0.04460 -0.0508 0.7041 0.2309
2.000 0.2709 0.05491 0.04397 -0.0545 0.6961 0.2601
2.250 0.2744 0.05636 0.04543 -0.0528 0.6861 0.2777
2.500 0.3327 0.05412 0.04369 -0.0563 0.6790 0.4304
2.750 0.3254 0.05537 0.04533 -0.0533 0.6699 0.4819
3.000 0.4572 0.05465 0.04525 -0.0703 0.6596 1.0000
3.250 0.4410 0.05733 0.04787 -0.0664 0.6496 1.0000
3.500 0.4836 0.05748 0.04772 -0.0676 0.6428 1.0000
3.750 0.4581 0.06078 0.05101 -0.0634 0.6338 1.0000
4.000 0.5069 0.06060 0.05055 -0.0648 0.6266 1.0000
4.250 0.4748 0.06444 0.05441 -0.0606 0.6187 1.0000
4.500 0.5027 0.06532 0.05512 -0.0606 0.6112 1.0000
4.750 0.4968 0.06804 0.05778 -0.0585 0.6045 1.0000
5.000 0.4971 0.07041 0.06009 -0.0569 0.5977 1.0000
5.250 0.5343 0.07104 0.06055 -0.0574 0.5907 1.0000
5.500 0.5083 0.07495 0.06449 -0.0547 0.5858 1.0000
5.750 0.5087 0.07755 0.06705 -0.0535 0.5811 1.0000
6.000 0.5470 0.07834 0.06770 -0.0540 0.5735 1.0000
6.250 0.5297 0.08213 0.07150 -0.0524 0.5715 1.0000
6.500 0.5228 0.08546 0.07483 -0.0514 0.5706 1.0000
6.750 0.5261 0.08871 0.07805 -0.0512 0.5721 1.0000
7.000 0.4207 0.09884 0.08855 -0.0508 0.6730 1.0000
7.250 0.4454 0.10140 0.09103 -0.0515 0.6624 1.0000
7.500 0.4431 0.10311 0.09270 -0.0500 0.6553 1.0000
7.750 0.4611 0.10548 0.09502 -0.0503 0.6466 1.0000
8.000 0.4691 0.10793 0.09743 -0.0498 0.6404 1.0000
8.250 0.4836 0.10997 0.09943 -0.0496 0.6293 1.0000
8.500 0.4890 0.11225 0.10169 -0.0490 0.6223 1.0000
8.750 0.5025 0.11442 0.10382 -0.0489 0.6127 1.0000
9.000 0.5203 0.11776 0.10714 -0.0494 0.6076 1.0000
9.250 0.5226 0.11900 0.10837 -0.0483 0.5956 1.0000
9.500 0.5367 0.12206 0.11141 -0.0485 0.5895 1.0000
9.750 0.5420 0.12365 0.11300 -0.0478 0.5786 1.0000
10.000 0.5656 0.12762 0.11695 -0.0488 0.5734 1.0000
10.250 0.5615 0.12837 0.11772 -0.0475 0.5614 1.0000
10.500 0.5763 0.13161 0.12095 -0.0478 0.5549 1.0000
10.750 0.5825 0.13325 0.12261 -0.0473 0.5437 1.0000
11.000 0.5958 0.13652 0.12588 -0.0476 0.5380 1.0000
11.250 0.6038 0.13824 0.12763 -0.0472 0.5260 1.0000
11.500 0.6065 0.14052 0.12992 -0.0469 0.5179 1.0000
11.750 0.6250 0.14338 0.13281 -0.0473 0.5084 1.0000
12.000 0.6236 0.14533 0.13476 -0.0469 0.4998 1.0000
12.250 0.6490 0.14890 0.13837 -0.0475 0.4905 1.0000
12.500 0.6413 0.15015 0.13964 -0.0470 0.4810 1.0000
12.750 0.6673 0.15412 0.14366 -0.0477 0.4735 1.0000
13.000 0.6583 0.15525 0.14480 -0.0474 0.4647 1.0000
13.250 0.6873 0.15955 0.14915 -0.0480 0.4562 1.0000
13.500 0.6755 0.16028 0.14989 -0.0479 0.4473 1.0000
13.750 0.6967 0.16391 0.15358 -0.0483 0.4401 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 510 AIRFOIL (goe510-il)