GOE 513 AIRFOIL (goe513-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 513 AIRFOIL (goe513-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.27 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe513-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe513-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 513 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2892 0.12764 0.12142 -0.0174 1.0000 0.2474
-9.000 -0.3073 0.12692 0.12082 -0.0160 1.0000 0.2529
-8.750 -0.3525 0.12835 0.12242 -0.0147 1.0000 0.2553
-8.500 -0.3291 0.12293 0.11703 -0.0131 1.0000 0.2583
-8.250 -0.3204 0.12010 0.11423 -0.0111 1.0000 0.2632
-8.000 -0.3307 0.11852 0.11274 -0.0094 1.0000 0.2685
-7.750 -0.3712 0.11877 0.11313 -0.0076 1.0000 0.2731
-7.500 -0.4255 0.11936 0.11389 -0.0053 1.0000 0.2742
-7.250 -0.3754 0.11298 0.10749 -0.0042 1.0000 0.2782
-7.000 -0.3776 0.11075 0.10534 -0.0022 1.0000 0.2818
-6.750 -0.3935 0.10912 0.10380 -0.0001 1.0000 0.2862
-6.500 -0.4453 0.10897 0.10380 0.0032 1.0000 0.2911
-6.250 -0.5161 0.10983 0.10480 0.0076 1.0000 0.2929
-6.000 -0.4953 0.10530 0.10034 0.0091 1.0000 0.2949
-5.750 -0.4957 0.10281 0.09793 0.0112 1.0000 0.2975
-5.500 -0.4763 0.09931 0.09440 0.0066 0.9882 0.3045
-5.250 -0.4851 0.09620 0.09121 0.0017 0.9719 0.3128
-5.000 -0.4536 0.09180 0.08677 -0.0021 0.9568 0.3164
-4.750 -0.4972 0.07362 0.06728 -0.0140 0.9468 0.1680
-4.500 -0.4759 0.07015 0.06360 -0.0155 0.9325 0.1651
-4.250 -0.4567 0.06617 0.05926 -0.0166 0.9200 0.1621
-4.000 -0.4470 0.06159 0.05412 -0.0156 0.9077 0.1585
-3.750 -0.4425 0.05678 0.04839 -0.0130 0.8962 0.1551
-3.500 -0.4189 0.05460 0.04587 -0.0128 0.8844 0.1557
-3.250 -0.3864 0.05321 0.04429 -0.0139 0.8732 0.1583
-3.000 -0.3702 0.05230 0.04320 -0.0125 0.8606 0.1618
-2.750 -0.3479 0.05095 0.04143 -0.0117 0.8497 0.1672
-2.500 -0.3111 0.05019 0.04051 -0.0132 0.8398 0.1749
-2.250 -0.2961 0.04961 0.03971 -0.0114 0.8281 0.1821
-2.000 -0.2662 0.04933 0.03937 -0.0118 0.8180 0.1939
-1.750 -0.2403 0.04928 0.03926 -0.0115 0.8078 0.2117
-1.500 -0.2231 0.04927 0.03907 -0.0097 0.7977 0.2372
-1.250 -0.1957 0.04910 0.03910 -0.0088 0.7886 0.2970
-1.000 -0.1914 0.04920 0.03921 -0.0055 0.7790 0.3424
-0.750 -0.1485 0.04879 0.03871 -0.0077 0.7699 0.4000
-0.500 -0.1309 0.04901 0.03897 -0.0076 0.7586 0.4344
-0.250 -0.0618 0.04820 0.03844 -0.0153 0.7487 0.5096
0.000 -0.0268 0.04844 0.03873 -0.0180 0.7369 0.5361
0.250 0.0142 0.04867 0.03914 -0.0213 0.7261 0.5599
0.500 0.3124 0.04849 0.04018 -0.0693 0.7063 1.0000
0.750 0.3638 0.04814 0.03947 -0.0721 0.6968 1.0000
1.000 0.3571 0.04990 0.04110 -0.0680 0.6832 1.0000
1.250 0.4370 0.04807 0.03887 -0.0735 0.6762 1.0000
1.500 0.4114 0.05070 0.04144 -0.0673 0.6614 1.0000
1.750 0.4130 0.05223 0.04284 -0.0643 0.6493 1.0000
2.000 0.4718 0.05088 0.04121 -0.0668 0.6410 1.0000
2.500 0.4699 0.05430 0.04442 -0.0603 0.6168 1.0000
2.750 0.4967 0.05447 0.04444 -0.0595 0.6066 1.0000
3.000 0.4811 0.05724 0.04716 -0.0553 0.5937 1.0000
3.250 0.5465 0.05501 0.04472 -0.0575 0.5873 1.0000
3.500 0.5089 0.05941 0.04911 -0.0519 0.5729 1.0000
3.750 0.5808 0.05654 0.04603 -0.0542 0.5675 1.0000
4.000 0.5329 0.06205 0.05157 -0.0485 0.5530 1.0000
4.250 0.5047 0.06646 0.05598 -0.0447 0.5421 1.0000
4.500 0.5397 0.06627 0.05566 -0.0444 0.5338 1.0000
4.750 0.5047 0.07142 0.06082 -0.0408 0.5237 1.0000
5.000 0.5250 0.07247 0.06178 -0.0399 0.5158 1.0000
5.250 0.5211 0.07567 0.06494 -0.0382 0.5092 1.0000
5.500 0.4877 0.08118 0.07047 -0.0361 0.5047 1.0000
5.750 0.4798 0.08478 0.07405 -0.0348 0.5010 1.0000
6.000 0.5343 0.08371 0.07285 -0.0349 0.4926 1.0000
6.250 0.5029 0.08930 0.07846 -0.0334 0.4910 1.0000
6.500 0.5013 0.09315 0.08229 -0.0330 0.4920 1.0000
6.750 0.3557 0.10855 0.09810 -0.0347 0.6091 1.0000
7.000 0.3863 0.11220 0.10166 -0.0359 0.6033 1.0000
7.250 0.3765 0.11276 0.10219 -0.0335 0.5912 1.0000
7.500 0.4085 0.11650 0.10587 -0.0348 0.5864 1.0000
7.750 0.3911 0.11708 0.10642 -0.0321 0.5770 1.0000
8.000 0.4149 0.11993 0.10922 -0.0326 0.5702 1.0000
8.250 0.4117 0.12173 0.11098 -0.0313 0.5628 1.0000
8.500 0.4281 0.12394 0.11316 -0.0312 0.5535 1.0000
8.750 0.4484 0.12747 0.11664 -0.0316 0.5489 1.0000
9.000 0.4391 0.12808 0.11724 -0.0299 0.5384 1.0000
9.250 0.4641 0.13140 0.12053 -0.0305 0.5330 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 513 AIRFOIL (goe513-il)