GOE 527 AIRFOIL (goe527-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 527 AIRFOIL (goe527-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.89 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe527-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe527-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 527 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.1810 0.11339 0.10663 -0.0676 0.9566 0.0956
-10.000 -0.1591 0.10954 0.10273 -0.0696 0.9477 0.0944
-9.750 -0.1425 0.10510 0.09826 -0.0741 0.9407 0.0939
-9.500 -0.1309 0.10112 0.09426 -0.0773 0.9305 0.0933
-9.250 -0.1146 0.09655 0.08966 -0.0820 0.9240 0.0921
-9.000 -0.1069 0.09245 0.08555 -0.0854 0.9133 0.0907
-8.750 -0.0958 0.08738 0.08045 -0.0910 0.9061 0.0894
-8.500 -0.0956 0.08332 0.07638 -0.0941 0.8935 0.0892
-8.250 -0.0947 0.07875 0.07178 -0.0983 0.8829 0.0893
-8.000 -0.1025 0.07403 0.06702 -0.1022 0.8704 0.0892
-7.750 -0.1163 0.06943 0.06235 -0.1046 0.8565 0.0891
-7.500 -0.1236 0.06460 0.05734 -0.1072 0.8462 0.0892
-7.250 -0.1332 0.06061 0.05316 -0.1076 0.8342 0.0892
-7.000 -0.1394 0.05705 0.04933 -0.1073 0.8231 0.0893
-6.750 -0.1357 0.05337 0.04530 -0.1077 0.8144 0.0899
-6.500 -0.1340 0.05071 0.04232 -0.1064 0.8041 0.0910
-6.250 -0.1238 0.04772 0.03885 -0.1061 0.7962 0.0932
-6.000 -0.1164 0.04514 0.03567 -0.1047 0.7874 0.0953
-5.750 -0.0980 0.04370 0.03415 -0.1039 0.7794 0.0973
-5.500 -0.0699 0.04185 0.03206 -0.1045 0.7746 0.0998
-5.250 -0.0618 0.04094 0.03093 -0.1020 0.7639 0.1021
-5.000 -0.0370 0.03917 0.02862 -0.1019 0.7582 0.1067
-4.750 -0.0177 0.03815 0.02749 -0.1008 0.7507 0.1102
-4.500 0.0017 0.03738 0.02660 -0.0997 0.7429 0.1142
-4.250 0.0323 0.03610 0.02488 -0.1000 0.7383 0.1209
-4.000 0.0464 0.03570 0.02451 -0.0981 0.7296 0.1251
-3.750 0.0704 0.03506 0.02374 -0.0975 0.7232 0.1325
-3.500 0.1033 0.03410 0.02266 -0.0980 0.7191 0.1410
-3.250 0.1145 0.03415 0.02265 -0.0956 0.7100 0.1478
-3.000 0.1401 0.03367 0.02211 -0.0952 0.7042 0.1570
-2.750 0.1743 0.03300 0.02128 -0.0959 0.7004 0.1694
-2.500 0.1845 0.03327 0.02161 -0.0935 0.6916 0.1773
-2.250 0.2107 0.03300 0.02128 -0.0931 0.6858 0.1898
-2.000 0.2445 0.03246 0.02066 -0.0937 0.6820 0.2061
-1.750 0.2541 0.03288 0.02111 -0.0913 0.6740 0.2193
-1.500 0.2752 0.03282 0.02110 -0.0903 0.6679 0.2396
-1.250 0.3062 0.03225 0.02070 -0.0906 0.6641 0.2777
-1.000 0.3181 0.03245 0.02118 -0.0885 0.6571 0.3266
-0.750 0.3300 0.03254 0.02169 -0.0863 0.6503 0.4118
-0.500 0.3536 0.03193 0.02164 -0.0848 0.6464 0.5627
-0.250 0.4495 0.03072 0.02121 -0.0946 0.6444 0.9650
0.000 0.4533 0.03211 0.02246 -0.0923 0.6350 1.0000
0.250 0.4730 0.03251 0.02262 -0.0911 0.6299 1.0000
0.500 0.5045 0.03251 0.02234 -0.0913 0.6265 1.0000
0.750 0.4904 0.03422 0.02399 -0.0860 0.6167 1.0000
1.000 0.5117 0.03464 0.02421 -0.0850 0.6116 1.0000
1.250 0.5448 0.03462 0.02397 -0.0854 0.6085 1.0000
1.500 0.5233 0.03675 0.02608 -0.0795 0.5979 1.0000
1.750 0.5473 0.03709 0.02625 -0.0789 0.5932 1.0000
2.000 0.5834 0.03697 0.02595 -0.0796 0.5903 1.0000
2.500 0.5846 0.03975 0.02857 -0.0734 0.5744 1.0000
2.750 0.6223 0.03946 0.02812 -0.0741 0.5718 1.0000
3.250 0.6272 0.04238 0.03093 -0.0689 0.5554 1.0000
3.500 0.6656 0.04189 0.03029 -0.0694 0.5529 1.0000
4.000 0.6761 0.04467 0.03299 -0.0651 0.5362 1.0000
4.500 0.6896 0.04753 0.03576 -0.0616 0.5193 1.0000
4.750 0.7292 0.04661 0.03474 -0.0617 0.5170 1.0000
5.250 0.7282 0.05071 0.03881 -0.0578 0.4972 1.0000
5.750 0.7548 0.05282 0.04087 -0.0556 0.4825 1.0000
6.250 0.7679 0.05628 0.04431 -0.0531 0.4654 1.0000
6.500 0.7531 0.06011 0.04818 -0.0516 0.4521 1.0000
6.750 0.7807 0.05993 0.04796 -0.0510 0.4484 1.0000
7.000 0.8138 0.05914 0.04712 -0.0503 0.4461 1.0000
7.250 0.7939 0.06367 0.05171 -0.0491 0.4317 1.0000
7.500 0.8253 0.06301 0.05102 -0.0484 0.4293 1.0000
7.750 0.8044 0.06792 0.05598 -0.0475 0.4153 1.0000
8.000 0.8337 0.06749 0.05554 -0.0468 0.4127 1.0000
8.500 0.8416 0.07218 0.06026 -0.0455 0.3964 1.0000
9.000 0.8460 0.07758 0.06571 -0.0446 0.3807 1.0000
9.500 0.8450 0.08402 0.07223 -0.0441 0.3656 1.0000
9.750 0.8713 0.08388 0.07209 -0.0434 0.3632 1.0000
10.000 0.8437 0.09068 0.07896 -0.0440 0.3511 1.0000
10.250 0.8654 0.09122 0.07952 -0.0435 0.3483 1.0000
10.750 0.8554 0.09945 0.08786 -0.0442 0.3343 1.0000
11.000 0.8795 0.09958 0.08801 -0.0436 0.3317 1.0000
11.250 0.8526 0.10679 0.09530 -0.0449 0.3217 1.0000
11.500 0.8700 0.10779 0.09634 -0.0445 0.3177 1.0000
11.750 0.8981 0.10718 0.09576 -0.0437 0.3152 1.0000
12.000 0.8723 0.11410 0.10275 -0.0452 0.3039 1.0000
12.250 0.8963 0.11398 0.10267 -0.0445 0.3005 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 527 AIRFOIL (goe527-il)