GOE 532 AIRFOIL (goe532-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 532 AIRFOIL (goe532-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.65 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe532-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe532-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 532 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2665 0.11160 0.10472 -0.0263 1.0000 0.2388
-8.750 -0.2452 0.10723 0.10035 -0.0249 1.0000 0.2475
-8.500 -0.2746 0.10892 0.10226 -0.0250 1.0000 0.2545
-8.250 -0.2430 0.10266 0.09600 -0.0235 1.0000 0.2617
-8.000 -0.2567 0.10242 0.09592 -0.0226 1.0000 0.2711
-7.750 -0.2482 0.09890 0.09248 -0.0214 1.0000 0.2772
-7.500 -0.2526 0.09764 0.09136 -0.0195 1.0000 0.2877
-7.250 -0.2660 0.09638 0.09028 -0.0173 1.0000 0.2932
-7.000 -0.2610 0.09422 0.08821 -0.0147 1.0000 0.3047
-6.750 -0.3079 0.09644 0.09070 -0.0096 1.0000 0.3081
-6.500 -0.2803 0.09174 0.08601 -0.0081 1.0000 0.3202
-6.250 -0.3201 0.09317 0.08768 -0.0027 1.0000 0.3248
-6.000 -0.3706 0.09540 0.09014 0.0008 1.0000 0.3268
-5.750 -0.3441 0.09099 0.08577 0.0047 1.0000 0.3386
-5.500 -0.3900 0.09287 0.08785 0.0072 1.0000 0.3444
-5.250 -0.3836 0.09007 0.08513 0.0109 1.0000 0.3518
-5.000 -0.3555 0.08688 0.08195 0.0066 0.9895 0.3731
-4.750 -0.3301 0.08408 0.07915 -0.0014 0.9728 0.4018
-4.500 -0.2907 0.07994 0.07498 -0.0038 0.9605 0.4239
-4.250 -0.2683 0.07766 0.07271 -0.0084 0.9444 0.4567
-4.000 -0.2285 0.07370 0.06872 -0.0088 0.9331 0.4829
-3.750 -0.1375 0.04944 0.04242 -0.0766 0.9147 0.1822
-3.500 -0.0855 0.04444 0.03646 -0.0842 0.9043 0.1669
-3.250 -0.0437 0.04173 0.03342 -0.0878 0.8928 0.1629
-3.000 -0.0089 0.03981 0.03107 -0.0899 0.8802 0.1609
-2.750 0.0386 0.03801 0.02879 -0.0935 0.8705 0.1634
-2.500 0.0723 0.03695 0.02733 -0.0948 0.8586 0.1659
-2.250 0.1048 0.03619 0.02620 -0.0956 0.8478 0.1681
-2.000 0.1479 0.03506 0.02509 -0.0980 0.8390 0.1748
-1.750 0.1706 0.03497 0.02484 -0.0973 0.8278 0.1835
-1.500 0.2177 0.03409 0.02394 -0.0998 0.8203 0.2007
-1.250 0.2335 0.03432 0.02423 -0.0984 0.8097 0.2160
-1.000 0.2773 0.03332 0.02377 -0.1007 0.8030 0.2931
-0.750 0.2802 0.03223 0.02463 -0.0952 0.7950 0.6799
-0.500 0.3205 0.03185 0.02447 -0.0959 0.7869 1.0000
-0.250 0.3522 0.03263 0.02480 -0.0973 0.7795 1.0000
0.000 0.3611 0.03399 0.02591 -0.0959 0.7710 1.0000
0.250 0.4058 0.03445 0.02600 -0.0985 0.7653 1.0000
0.500 0.3986 0.03635 0.02776 -0.0953 0.7566 1.0000
0.750 0.4250 0.03735 0.02853 -0.0958 0.7503 1.0000
1.000 0.4488 0.03852 0.02951 -0.0961 0.7447 1.0000
1.250 0.4457 0.04047 0.03134 -0.0937 0.7378 1.0000
1.500 0.4738 0.04152 0.03223 -0.0943 0.7319 1.0000
1.750 0.4890 0.04306 0.03364 -0.0938 0.7264 1.0000
2.000 0.4900 0.04498 0.03547 -0.0920 0.7199 1.0000
2.250 0.5401 0.04526 0.03561 -0.0941 0.7112 1.0000
2.500 0.5283 0.04756 0.03785 -0.0912 0.7026 1.0000
2.750 0.5615 0.04804 0.03822 -0.0912 0.6886 1.0000
3.000 0.6007 0.04799 0.03807 -0.0912 0.6723 1.0000
3.250 0.6465 0.04741 0.03741 -0.0914 0.6562 1.0000
3.500 0.6930 0.04678 0.03672 -0.0917 0.6429 1.0000
3.750 0.6818 0.04953 0.03945 -0.0890 0.6305 1.0000
4.000 0.7143 0.04991 0.03981 -0.0887 0.6194 1.0000
4.250 0.7540 0.04971 0.03960 -0.0886 0.6080 1.0000
4.500 0.7496 0.05227 0.04216 -0.0864 0.5939 1.0000
4.750 0.7685 0.05341 0.04330 -0.0853 0.5806 1.0000
5.000 0.8422 0.05071 0.04062 -0.0861 0.5710 1.0000
5.250 0.8466 0.05256 0.04249 -0.0839 0.5548 1.0000
5.500 0.8578 0.05399 0.04395 -0.0820 0.5385 1.0000
5.750 0.8725 0.05520 0.04517 -0.0802 0.5222 1.0000
6.000 0.8856 0.05664 0.04663 -0.0786 0.5061 1.0000
6.250 0.9522 0.05394 0.04397 -0.0785 0.4973 1.0000
6.500 0.9693 0.05517 0.04523 -0.0771 0.4836 1.0000
6.750 0.9363 0.06086 0.05092 -0.0747 0.4673 1.0000
7.000 0.8875 0.06942 0.05946 -0.0747 0.4521 1.0000
7.250 0.9544 0.06601 0.05611 -0.0730 0.4478 1.0000
7.500 0.8555 0.08043 0.07047 -0.0755 0.4364 1.0000
7.750 0.9069 0.07901 0.06911 -0.0741 0.4306 1.0000
8.000 0.8553 0.08865 0.07872 -0.0763 0.4273 1.0000
8.250 0.8425 0.09449 0.08460 -0.0778 0.4275 1.0000
8.500 0.8447 0.09917 0.08931 -0.0789 0.4292 1.0000
10.500 0.8875 0.12558 0.11612 -0.0809 0.3797 1.0000
10.750 0.8750 0.13101 0.12162 -0.0827 0.3789 1.0000
11.000 0.8706 0.13646 0.12716 -0.0846 0.3807 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 532 AIRFOIL (goe532-il)