GOE 604 AIRFOIL (goe604-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 604 AIRFOIL (goe604-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.71 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe604-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe604-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 604 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.1812 0.12601 0.11981 -0.0329 1.0000 0.2471
-10.500 -0.2118 0.12751 0.12153 -0.0314 1.0000 0.2522
-10.250 -0.2385 0.12794 0.12220 -0.0285 1.0000 0.2537
-10.000 -0.2357 0.12573 0.12014 -0.0239 1.0000 0.2564
-9.750 -0.2638 0.12769 0.12231 -0.0184 1.0000 0.2576
-9.500 -0.2692 0.12726 0.12198 -0.0170 0.9978 0.2626
-9.250 -0.2726 0.12512 0.11988 -0.0247 0.9863 0.2726
-9.000 -0.2201 0.11886 0.11352 -0.0300 0.9766 0.2865
-8.750 -0.1930 0.11395 0.10857 -0.0363 0.9673 0.2954
-8.500 -0.1957 0.11259 0.10722 -0.0416 0.9541 0.3088
-8.250 -0.1418 0.10612 0.10067 -0.0455 0.9435 0.3218
-8.000 -0.1216 0.10216 0.09668 -0.0505 0.9339 0.3338
-7.750 -0.1374 0.10171 0.09627 -0.0539 0.9207 0.3479
-7.500 -0.0769 0.09510 0.08956 -0.0574 0.9107 0.3598
-7.250 -0.0465 0.09076 0.08516 -0.0625 0.9030 0.3763
-7.000 -0.0702 0.09037 0.08484 -0.0621 0.8882 0.3882
-6.750 -0.0119 0.08419 0.07852 -0.0683 0.8821 0.3985
-6.500 -0.3148 0.06891 0.06278 -0.0731 0.8586 0.1832
-6.250 -0.3076 0.06459 0.05814 -0.0742 0.8499 0.1813
-6.000 -0.3134 0.06175 0.05501 -0.0725 0.8398 0.1814
-5.750 -0.3039 0.05794 0.05072 -0.0728 0.8316 0.1830
-5.500 -0.2905 0.05717 0.05007 -0.0712 0.8216 0.1870
-5.250 -0.2690 0.05457 0.04714 -0.0717 0.8132 0.1913
-5.000 -0.2657 0.05294 0.04512 -0.0696 0.8040 0.1957
-4.750 -0.2451 0.05100 0.04285 -0.0694 0.7956 0.2031
-4.500 -0.2306 0.05024 0.04195 -0.0680 0.7866 0.2109
-4.250 -0.2097 0.04895 0.04039 -0.0674 0.7777 0.2220
-4.000 -0.1926 0.04813 0.03924 -0.0663 0.7693 0.2359
-3.750 -0.1757 0.04774 0.03876 -0.0649 0.7601 0.2520
-3.500 -0.1514 0.04719 0.03821 -0.0643 0.7518 0.2746
-3.250 -0.1426 0.04728 0.03829 -0.0620 0.7427 0.2942
-3.000 -0.1062 0.04658 0.03754 -0.0625 0.7354 0.3311
-2.750 -0.1116 0.04747 0.03842 -0.0588 0.7257 0.3457
-2.500 -0.0671 0.04673 0.03766 -0.0601 0.7187 0.3855
-2.250 -0.0812 0.04813 0.03913 -0.0558 0.7097 0.3938
-2.000 -0.0491 0.04796 0.03892 -0.0559 0.7020 0.4281
-1.750 -0.0459 0.04895 0.03991 -0.0536 0.6943 0.4469
-1.500 -0.0348 0.04962 0.04064 -0.0520 0.6871 0.4688
-1.250 0.0144 0.04909 0.04012 -0.0538 0.6806 0.5094
-1.000 -0.0047 0.05107 0.04212 -0.0501 0.6735 0.5196
-0.750 0.0178 0.05153 0.04270 -0.0499 0.6670 0.5578
-0.500 0.0526 0.05144 0.04298 -0.0501 0.6611 0.6285
-0.250 0.1522 0.05294 0.04558 -0.0655 0.6509 1.0000
0.000 0.1883 0.05363 0.04565 -0.0672 0.6450 1.0000
0.250 0.1804 0.05574 0.04754 -0.0646 0.6414 1.0000
0.500 0.1698 0.05803 0.04967 -0.0622 0.6402 1.0000
0.750 0.1721 0.06023 0.05167 -0.0611 0.6412 1.0000
1.000 0.1818 0.06241 0.05365 -0.0607 0.6427 1.0000
1.250 0.0369 0.07018 0.06207 -0.0550 0.7922 1.0000
1.500 0.0325 0.06998 0.06170 -0.0520 0.7818 1.0000
1.750 0.0628 0.07257 0.06400 -0.0537 0.7753 1.0000
2.000 0.0661 0.07333 0.06459 -0.0519 0.7667 1.0000
2.250 0.0929 0.07552 0.06655 -0.0529 0.7579 1.0000
2.500 0.1009 0.07673 0.06760 -0.0517 0.7491 1.0000
2.750 0.1264 0.07884 0.06952 -0.0526 0.7396 1.0000
3.000 0.1381 0.08056 0.07109 -0.0520 0.7333 1.0000
3.250 0.1532 0.08192 0.07231 -0.0516 0.7230 1.0000
3.500 0.1885 0.08563 0.07583 -0.0538 0.7185 1.0000
3.750 0.1806 0.08525 0.07538 -0.0508 0.7070 1.0000
4.000 0.2143 0.08857 0.07854 -0.0526 0.7007 1.0000
4.250 0.2104 0.08884 0.07874 -0.0503 0.6904 1.0000
4.500 0.2376 0.09152 0.08130 -0.0513 0.6835 1.0000
4.750 0.2460 0.09332 0.08301 -0.0507 0.6778 1.0000
5.000 0.2587 0.09468 0.08429 -0.0501 0.6673 1.0000
5.250 0.2961 0.09896 0.08845 -0.0524 0.6626 1.0000
5.500 0.2841 0.09836 0.08782 -0.0495 0.6508 1.0000
5.750 0.3156 0.10185 0.09122 -0.0510 0.6450 1.0000
6.000 0.3101 0.10238 0.09172 -0.0491 0.6357 1.0000
6.250 0.3372 0.10528 0.09455 -0.0500 0.6274 1.0000
6.500 0.3386 0.10664 0.09588 -0.0489 0.6188 1.0000
6.750 0.3625 0.10926 0.09844 -0.0495 0.6091 1.0000
7.000 0.3654 0.11085 0.10001 -0.0487 0.6001 1.0000
7.250 0.3914 0.11373 0.10284 -0.0494 0.5899 1.0000
7.500 0.3903 0.11507 0.10417 -0.0484 0.5799 1.0000
7.750 0.4204 0.11855 0.10761 -0.0494 0.5707 1.0000
8.000 0.4147 0.11956 0.10862 -0.0483 0.5599 1.0000
8.250 0.4488 0.12372 0.11276 -0.0496 0.5516 1.0000
8.500 0.4378 0.12433 0.11337 -0.0483 0.5404 1.0000
8.750 0.4758 0.12916 0.11818 -0.0498 0.5328 1.0000
9.000 0.4610 0.12926 0.11828 -0.0485 0.5207 1.0000
9.250 0.4997 0.13458 0.12359 -0.0500 0.5144 1.0000
9.500 0.4803 0.13434 0.12336 -0.0488 0.5034 1.0000
9.750 0.5130 0.13893 0.12794 -0.0499 0.4970 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 604 AIRFOIL (goe604-il)