GOE 562 AIRFOIL (goe562-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 562 AIRFOIL (goe562-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.84 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe562-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe562-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2245 0.13192 0.12580 -0.0418 1.0000 0.0894
-10.250 -0.2360 0.13123 0.12529 -0.0422 1.0000 0.0901
-10.000 -0.2502 0.13071 0.12495 -0.0420 1.0000 0.0904
-9.750 -0.2395 0.12568 0.12001 -0.0394 1.0000 0.0920
-9.250 -0.1999 0.11710 0.11145 -0.0472 0.9818 0.1034
-9.000 -0.2042 0.11549 0.10992 -0.0552 0.9568 0.1055
-8.750 -0.1691 0.10868 0.10308 -0.0540 0.9436 0.1115
-8.500 -0.1596 0.10555 0.09996 -0.0586 0.9245 0.1183
-8.250 -0.1685 0.10386 0.09831 -0.0679 0.9054 0.1208
-8.000 -0.1238 0.09680 0.09116 -0.0668 0.8990 0.1269
-7.750 -0.1175 0.09379 0.08812 -0.0737 0.8839 0.1347
-7.500 -0.0903 0.08877 0.08304 -0.0768 0.8730 0.1416
-7.250 -0.0934 0.08649 0.08064 -0.0864 0.8552 0.1515
-7.000 -0.0554 0.08122 0.07533 -0.0854 0.8449 0.1608
-6.750 -0.0484 0.07789 0.07192 -0.0903 0.8298 0.1700
-6.500 -0.0276 0.07445 0.06836 -0.0922 0.8172 0.1785
-6.250 -0.0160 0.07122 0.06503 -0.0946 0.8044 0.1880
-6.000 -0.0147 0.06454 0.05764 -0.1040 0.7913 0.1056
-5.500 0.0120 0.05752 0.05039 -0.1035 0.7688 0.0940
-5.250 0.0294 0.05413 0.04665 -0.1041 0.7599 0.0862
-5.000 0.0384 0.05159 0.04388 -0.1027 0.7491 0.0833
-4.750 0.0518 0.04876 0.04066 -0.1019 0.7405 0.0804
-4.500 0.0656 0.04653 0.03810 -0.1006 0.7315 0.0804
-4.250 0.0801 0.04464 0.03591 -0.0991 0.7231 0.0814
-4.000 0.0971 0.04265 0.03353 -0.0978 0.7152 0.0814
-3.750 0.1127 0.04083 0.03129 -0.0959 0.7073 0.0802
-3.500 0.1317 0.03913 0.02915 -0.0944 0.6999 0.0794
-3.250 0.1520 0.03764 0.02724 -0.0930 0.6930 0.0791
-3.000 0.1709 0.03652 0.02585 -0.0915 0.6853 0.0804
-2.750 0.1990 0.03527 0.02422 -0.0915 0.6798 0.0832
-2.500 0.2145 0.03457 0.02326 -0.0892 0.6716 0.0843
-2.250 0.2447 0.03346 0.02176 -0.0893 0.6660 0.0848
-2.000 0.2666 0.03282 0.02087 -0.0881 0.6590 0.0854
-1.750 0.2950 0.03211 0.01988 -0.0880 0.6526 0.0865
-1.500 0.3344 0.03130 0.01869 -0.0898 0.6478 0.0895
-1.250 0.3580 0.03107 0.01842 -0.0894 0.6401 0.0931
-1.000 0.3984 0.03052 0.01768 -0.0918 0.6346 0.0974
-0.750 0.4280 0.03028 0.01727 -0.0921 0.6290 0.1007
-0.500 0.4489 0.03032 0.01719 -0.0909 0.6224 0.1042
-0.250 0.4805 0.03000 0.01677 -0.0916 0.6175 0.1108
0.000 0.4998 0.03019 0.01692 -0.0902 0.6116 0.1213
0.250 0.5201 0.03029 0.01705 -0.0891 0.6056 0.1367
0.750 0.6859 0.02841 0.01690 -0.1121 0.5935 1.0000
1.000 0.7044 0.02892 0.01723 -0.1106 0.5881 1.0000
1.250 0.7322 0.02918 0.01722 -0.1105 0.5839 1.0000
1.500 0.7370 0.03014 0.01816 -0.1068 0.5772 1.0000
1.750 0.7550 0.03069 0.01857 -0.1052 0.5718 1.0000
2.000 0.7837 0.03091 0.01858 -0.1053 0.5678 1.0000
2.250 0.7833 0.03210 0.01979 -0.1009 0.5606 1.0000
2.500 0.8028 0.03257 0.02015 -0.0996 0.5551 1.0000
2.750 0.8309 0.03275 0.02015 -0.0995 0.5505 1.0000
3.000 0.8265 0.03402 0.02148 -0.0946 0.5422 1.0000
3.250 0.8576 0.03393 0.02123 -0.0948 0.5369 1.0000
3.500 0.8552 0.03512 0.02244 -0.0902 0.5286 1.0000
3.750 0.8799 0.03520 0.02241 -0.0895 0.5224 1.0000
4.000 0.8873 0.03602 0.02321 -0.0863 0.5154 1.0000
4.250 0.8978 0.03671 0.02388 -0.0837 0.5084 1.0000
4.500 0.9368 0.03625 0.02328 -0.0850 0.5041 1.0000
4.750 0.9125 0.03845 0.02560 -0.0777 0.4948 1.0000
5.000 0.9431 0.03832 0.02538 -0.0778 0.4902 1.0000
5.250 0.9220 0.04036 0.02752 -0.0712 0.4820 1.0000
5.500 0.9369 0.04090 0.02802 -0.0693 0.4763 1.0000
5.750 0.9797 0.04030 0.02735 -0.0710 0.4729 1.0000
6.000 0.9291 0.04396 0.03114 -0.0617 0.4620 1.0000
6.250 0.9650 0.04345 0.03058 -0.0622 0.4585 1.0000
6.500 0.9199 0.04785 0.03509 -0.0555 0.4467 1.0000
6.750 0.9520 0.04740 0.03463 -0.0553 0.4434 1.0000
7.250 0.9443 0.05174 0.03905 -0.0505 0.4277 1.0000
7.750 0.9400 0.05649 0.04387 -0.0470 0.4118 1.0000
8.250 0.9355 0.06189 0.04937 -0.0444 0.3960 1.0000
8.750 0.8750 0.07504 0.06263 -0.0431 0.3713 1.0000
9.000 0.8885 0.07642 0.06404 -0.0425 0.3679 1.0000
9.250 0.9091 0.07685 0.06449 -0.0417 0.3658 1.0000
9.750 0.8870 0.08622 0.07396 -0.0413 0.3520 1.0000
10.250 0.8611 0.09642 0.08425 -0.0417 0.3400 1.0000
10.500 0.8724 0.09837 0.08626 -0.0414 0.3378 1.0000
10.750 0.8854 0.10015 0.08812 -0.0411 0.3364 1.0000
11.000 0.8485 0.10901 0.09703 -0.0426 0.3308 1.0000
11.250 0.8450 0.11317 0.10126 -0.0431 0.3282 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 562 AIRFOIL (goe562-il)