GOE 562 AIRFOIL (goe562-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 562 AIRFOIL (goe562-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.17 at α=-4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe562-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe562-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 562 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2204 0.13109 0.12488 -0.0382 1.0000 0.1412
-10.250 -0.2329 0.13076 0.12471 -0.0387 1.0000 0.1450
-10.000 -0.2528 0.13149 0.12563 -0.0391 1.0000 0.1460
-9.750 -0.2269 0.12448 0.11865 -0.0367 1.0000 0.1509
-9.500 -0.2296 0.12264 0.11695 -0.0351 1.0000 0.1561
-9.250 -0.2472 0.12264 0.11716 -0.0327 1.0000 0.1593
-9.000 -0.2744 0.12390 0.11867 -0.0282 1.0000 0.1599
-8.750 -0.3056 0.12574 0.12072 -0.0234 1.0000 0.1602
-8.500 -0.3315 0.12693 0.12207 -0.0201 1.0000 0.1606
-8.250 -0.3504 0.12769 0.12293 -0.0264 0.9915 0.1622
-8.000 -0.3037 0.12021 0.11537 -0.0297 0.9841 0.1769
-7.750 -0.2706 0.11460 0.10972 -0.0341 0.9750 0.1884
-7.500 -0.2892 0.11448 0.10966 -0.0401 0.9596 0.1942
-7.250 -0.2525 0.10867 0.10380 -0.0436 0.9513 0.2090
-7.000 -0.2282 0.10412 0.09924 -0.0463 0.9409 0.2215
-6.750 -0.2564 0.10446 0.09961 -0.0513 0.9258 0.2270
-6.500 -0.2354 0.10032 0.09548 -0.0512 0.9155 0.2424
-6.250 -0.2219 0.09699 0.09213 -0.0522 0.9051 0.2583
-6.000 -0.2171 0.09448 0.08960 -0.0551 0.8950 0.2759
-5.750 -0.1878 0.09015 0.08529 -0.0529 0.8865 0.3006
-5.500 -0.1871 0.08823 0.08337 -0.0527 0.8765 0.3223
-5.250 -0.1701 0.08501 0.08016 -0.0520 0.8680 0.3495
-5.000 -0.1796 0.08400 0.07917 -0.0490 0.8572 0.3712
-4.750 0.3871 0.04965 0.04385 -0.1079 0.8862 1.0000
-4.500 0.4269 0.04654 0.04062 -0.1155 0.8782 1.0000
-4.250 0.3783 0.04957 0.04372 -0.1029 0.8658 0.9524
-4.000 0.3087 0.05291 0.04720 -0.0881 0.8512 0.8898
-3.750 0.2469 0.05538 0.04982 -0.0763 0.8373 0.8413
-3.500 0.1901 0.05742 0.05201 -0.0656 0.8242 0.8088
-3.250 0.1311 0.05924 0.05396 -0.0547 0.8137 0.7873
-3.000 0.0803 0.06052 0.05540 -0.0449 0.8030 0.7722
-2.750 0.0311 0.06229 0.05732 -0.0345 0.7926 0.7730
-2.500 -0.0226 0.06288 0.05805 -0.0252 0.7861 0.7573
-2.250 -0.0713 0.06414 0.05946 -0.0152 0.7788 0.7601
-2.000 -0.1258 0.06465 0.06010 -0.0048 0.7733 0.7588
-1.750 -0.1852 0.06478 0.06036 0.0053 0.7703 0.7547
-1.500 -0.0942 0.06182 0.05451 -0.0508 0.7651 0.2560
-1.250 -0.0822 0.06115 0.05328 -0.0495 0.7614 0.2233
-1.000 -0.0637 0.06031 0.05199 -0.0485 0.7574 0.2052
-0.500 -0.0217 0.05954 0.05011 -0.0466 0.7507 0.1769
-0.250 -0.0181 0.05976 0.05022 -0.0443 0.7490 0.1738
0.000 -0.0098 0.06003 0.05022 -0.0424 0.7479 0.1698
0.250 0.0010 0.06050 0.05044 -0.0411 0.7478 0.1676
0.500 0.0126 0.06110 0.05083 -0.0400 0.7483 0.1680
0.750 0.0274 0.06184 0.05137 -0.0395 0.7499 0.1689
1.000 0.0487 0.06273 0.05202 -0.0399 0.7519 0.1683
2.250 0.3329 0.06419 0.05541 -0.0716 0.6873 0.7892
2.500 0.3040 0.06563 0.05639 -0.0619 0.6886 0.6460
2.750 0.3725 0.06790 0.05806 -0.0712 0.6692 1.0000
3.000 0.3734 0.06997 0.05997 -0.0696 0.6647 1.0000
3.250 0.3956 0.07132 0.06103 -0.0691 0.6519 1.0000
3.500 0.4222 0.07247 0.06193 -0.0688 0.6379 1.0000
3.750 0.4181 0.07487 0.06428 -0.0672 0.6327 1.0000
4.000 0.4388 0.07633 0.06555 -0.0666 0.6198 1.0000
4.250 0.4376 0.07906 0.06824 -0.0656 0.6175 1.0000
4.500 0.4390 0.08225 0.07139 -0.0653 0.6205 1.0000
4.750 0.4641 0.08378 0.07277 -0.0651 0.6064 1.0000
5.000 0.4011 0.09125 0.08054 -0.0650 0.6749 1.0000
5.250 0.4053 0.09301 0.08221 -0.0637 0.6625 1.0000
5.500 0.4236 0.09565 0.08473 -0.0640 0.6541 1.0000
5.750 0.4393 0.09771 0.08670 -0.0638 0.6429 1.0000
6.000 0.4425 0.09996 0.08889 -0.0628 0.6370 1.0000
6.250 0.4558 0.10203 0.09088 -0.0626 0.6280 1.0000
6.500 0.4753 0.10519 0.09396 -0.0632 0.6235 1.0000
6.750 0.4732 0.10639 0.09512 -0.0615 0.6133 1.0000
7.000 0.5073 0.11018 0.09883 -0.0632 0.6086 1.0000
7.250 0.4919 0.11078 0.09941 -0.0606 0.5990 1.0000
7.500 0.5176 0.11381 0.10238 -0.0615 0.5937 1.0000
7.750 0.5164 0.11578 0.10432 -0.0605 0.5892 1.0000
8.000 0.5229 0.11754 0.10606 -0.0598 0.5818 1.0000
8.250 0.5456 0.12058 0.10906 -0.0606 0.5778 1.0000
8.500 0.5511 0.12305 0.11151 -0.0602 0.5746 1.0000
8.750 0.5500 0.12428 0.11273 -0.0591 0.5672 1.0000
9.000 0.5689 0.12701 0.11545 -0.0595 0.5628 1.0000
9.250 0.5971 0.13117 0.11959 -0.0607 0.5604 1.0000
9.500 0.5783 0.13099 0.11941 -0.0586 0.5527 1.0000
9.750 0.5949 0.13347 0.12189 -0.0588 0.5477 1.0000
10.000 0.6208 0.13736 0.12580 -0.0598 0.5449 1.0000
10.250 0.6090 0.13793 0.12637 -0.0584 0.5400 1.0000
10.500 0.6176 0.13983 0.12829 -0.0582 0.5348 1.0000
10.750 0.6350 0.14262 0.13110 -0.0586 0.5312 1.0000
11.000 0.6579 0.14649 0.13503 -0.0595 0.5291 1.0000
11.250 0.6477 0.14697 0.13551 -0.0585 0.5251 1.0000
11.500 0.6545 0.14869 0.13727 -0.0583 0.5195 1.0000
11.750 0.6708 0.15138 0.13999 -0.0587 0.5159 1.0000
12.000 0.6938 0.15538 0.14405 -0.0595 0.5135 1.0000
12.250 0.6853 0.15575 0.14444 -0.0588 0.5095 1.0000
12.500 0.6920 0.15741 0.14618 -0.0588 0.5041 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 562 AIRFOIL (goe562-il)