GOE 512 AIRFOIL (goe512-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 512 AIRFOIL (goe512-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.48 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe512-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe512-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 512 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3378 0.12266 0.11669 -0.0216 1.0000 0.2195
-8.500 -0.3021 0.11587 0.10987 -0.0193 1.0000 0.2275
-8.250 -0.3216 0.11529 0.10942 -0.0178 1.0000 0.2333
-8.000 -0.3596 0.11626 0.11057 -0.0159 1.0000 0.2350
-7.750 -0.3306 0.11029 0.10460 -0.0141 1.0000 0.2404
-7.500 -0.3400 0.10857 0.10297 -0.0119 1.0000 0.2464
-7.250 -0.3737 0.10872 0.10328 -0.0094 1.0000 0.2500
-7.000 -0.4183 0.10951 0.10425 -0.0059 1.0000 0.2511
-6.750 -0.3866 0.10363 0.09837 -0.0046 1.0000 0.2572
-6.500 -0.4054 0.10236 0.09720 -0.0015 1.0000 0.2620
-6.250 -0.4398 0.10208 0.09706 0.0010 1.0000 0.2659
-6.000 -0.4689 0.10105 0.09611 0.0022 1.0000 0.2682
-5.750 -0.4532 0.09694 0.09205 0.0056 1.0000 0.2751
-5.500 -0.4770 0.09585 0.09101 0.0067 1.0000 0.2818
-5.250 -0.4846 0.09298 0.08820 0.0085 1.0000 0.2861
-5.000 -0.4875 0.09058 0.08584 0.0107 1.0000 0.2941
-4.750 -0.5002 0.08832 0.08359 0.0113 1.0000 0.3010
-4.500 -0.5005 0.08569 0.08100 0.0135 1.0000 0.3091
-4.250 -0.5070 0.08313 0.07844 0.0141 1.0000 0.3171
-4.000 -0.4854 0.07974 0.07494 0.0099 0.9908 0.3316
-3.750 -0.4548 0.07576 0.07088 0.0062 0.9766 0.3495
-3.500 -0.3917 0.06553 0.05937 -0.0139 0.9637 0.2005
-3.250 -0.3584 0.05859 0.05155 -0.0183 0.9527 0.1714
-3.000 -0.3248 0.05521 0.04765 -0.0206 0.9396 0.1715
-2.750 -0.2900 0.05199 0.04385 -0.0226 0.9269 0.1716
-2.500 -0.2600 0.05027 0.04186 -0.0236 0.9127 0.1773
-2.250 -0.2295 0.04871 0.03994 -0.0243 0.8987 0.1830
-2.000 -0.1984 0.04734 0.03817 -0.0250 0.8846 0.1921
-1.750 -0.1669 0.04640 0.03686 -0.0257 0.8709 0.2032
-1.500 -0.1354 0.04605 0.03634 -0.0263 0.8574 0.2186
-1.250 -0.1017 0.04574 0.03588 -0.0273 0.8444 0.2376
-1.000 -0.0588 0.04525 0.03520 -0.0294 0.8329 0.2699
-0.750 -0.0349 0.04462 0.03450 -0.0290 0.8194 0.3091
-0.500 0.0212 0.04295 0.03289 -0.0346 0.8073 0.4029
-0.250 0.2537 0.03991 0.03195 -0.0720 0.7972 1.0000
0.000 0.2983 0.04020 0.03180 -0.0748 0.7852 1.0000
0.250 0.3198 0.04089 0.03222 -0.0741 0.7708 1.0000
0.500 0.3416 0.04158 0.03266 -0.0735 0.7571 1.0000
0.750 0.3690 0.04208 0.03291 -0.0734 0.7444 1.0000
1.000 0.4324 0.04120 0.03170 -0.0776 0.7349 1.0000
1.250 0.4479 0.04184 0.03219 -0.0756 0.7203 1.0000
1.500 0.4646 0.04245 0.03264 -0.0738 0.7061 1.0000
1.750 0.4859 0.04290 0.03295 -0.0725 0.6929 1.0000
2.000 0.5699 0.04044 0.03023 -0.0783 0.6860 1.0000
2.250 0.5741 0.04154 0.03125 -0.0748 0.6715 1.0000
2.500 0.5797 0.04273 0.03235 -0.0717 0.6579 1.0000
2.750 0.6947 0.03918 0.02859 -0.0820 0.6523 1.0000
3.000 0.6731 0.04132 0.03069 -0.0749 0.6377 1.0000
3.250 0.6629 0.04317 0.03250 -0.0697 0.6236 1.0000
3.500 0.6800 0.04391 0.03316 -0.0679 0.6119 1.0000
3.750 0.7703 0.04138 0.03052 -0.0750 0.6032 1.0000
4.000 0.7308 0.04452 0.03364 -0.0660 0.5889 1.0000
4.250 0.7195 0.04673 0.03583 -0.0611 0.5757 1.0000
4.500 0.8361 0.04292 0.03189 -0.0711 0.5685 1.0000
4.750 0.7568 0.04828 0.03728 -0.0580 0.5543 1.0000
5.000 0.7026 0.05398 0.04299 -0.0508 0.5399 1.0000
5.250 0.8070 0.04927 0.03819 -0.0564 0.5353 1.0000
5.500 0.7191 0.05749 0.04643 -0.0471 0.5202 1.0000
5.750 0.6581 0.06548 0.05444 -0.0431 0.5079 1.0000
6.000 0.7064 0.06412 0.05304 -0.0430 0.5022 1.0000
6.250 0.6353 0.07358 0.06252 -0.0402 0.4955 1.0000
6.500 0.6182 0.07823 0.06717 -0.0391 0.4916 1.0000
6.750 0.6548 0.07838 0.06729 -0.0387 0.4855 1.0000
7.000 0.6346 0.08347 0.07237 -0.0378 0.4829 1.0000
7.250 0.6226 0.08810 0.07701 -0.0374 0.4831 1.0000
8.000 0.5020 0.11170 0.10088 -0.0422 0.6004 1.0000
8.250 0.4914 0.11265 0.10183 -0.0401 0.5910 1.0000
8.500 0.5198 0.11620 0.10537 -0.0413 0.5851 1.0000
8.750 0.5086 0.11738 0.10654 -0.0394 0.5765 1.0000
9.000 0.5352 0.12063 0.10980 -0.0402 0.5686 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 512 AIRFOIL (goe512-il)