GOE 611 AIRFOIL (goe611-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 611 AIRFOIL (goe611-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.03 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe611-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe611-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 611 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 -0.2581 0.13223 0.12567 -0.0409 1.0000 0.1277
-10.250 -0.2732 0.13240 0.12599 -0.0408 1.0000 0.1297
-10.000 -0.2933 0.13307 0.12683 -0.0402 1.0000 0.1304
-9.750 -0.2678 0.12581 0.11956 -0.0374 1.0000 0.1358
-9.500 -0.2731 0.12420 0.11805 -0.0354 1.0000 0.1401
-9.250 -0.2876 0.12369 0.11767 -0.0335 1.0000 0.1434
-9.000 -0.3095 0.12406 0.11819 -0.0314 1.0000 0.1452
-8.750 -0.3344 0.12463 0.11890 -0.0292 1.0000 0.1459
-8.500 -0.3208 0.11954 0.11385 -0.0267 1.0000 0.1504
-8.250 -0.3262 0.11779 0.11218 -0.0242 1.0000 0.1552
-8.000 -0.3435 0.11716 0.11166 -0.0220 1.0000 0.1586
-7.750 -0.3680 0.11714 0.11178 -0.0196 1.0000 0.1605
-7.500 -0.3953 0.11720 0.11197 -0.0174 1.0000 0.1613
-7.250 -0.4202 0.11693 0.11181 -0.0181 1.0000 0.1621
-7.000 -0.3978 0.11156 0.10646 -0.0125 1.0000 0.1713
-6.750 -0.4161 0.11050 0.10550 -0.0121 1.0000 0.1755
-6.500 -0.4389 0.10990 0.10497 -0.0152 1.0000 0.1778
-6.250 -0.4284 0.10583 0.10098 -0.0092 1.0000 0.1864
-6.000 -0.4444 0.10461 0.09980 -0.0123 1.0000 0.1930
-5.500 -0.4529 0.09991 0.09517 -0.0144 1.0000 0.2102
-5.250 -0.4489 0.09670 0.09205 -0.0080 1.0000 0.2213
-5.000 -0.4500 0.09404 0.08943 -0.0074 1.0000 0.2323
-4.750 -0.4501 0.09151 0.08693 -0.0075 1.0000 0.2465
-4.500 -0.4335 0.08849 0.08386 -0.0126 0.9951 0.2746
-4.250 0.0123 0.06708 0.06181 -0.0235 1.0000 1.0000
-4.000 0.0073 0.06649 0.06130 -0.0221 1.0000 1.0000
-3.750 0.0023 0.06591 0.06081 -0.0207 1.0000 1.0000
-3.500 0.0251 0.06363 0.05853 -0.0259 0.9932 1.0000
-3.250 0.0451 0.06130 0.05621 -0.0302 0.9777 0.9914
-3.000 -0.0037 0.06209 0.05715 -0.0195 0.9601 0.9470
-2.750 -0.0555 0.06275 0.05795 -0.0094 0.9462 0.9085
-2.500 -0.1024 0.06258 0.05790 -0.0017 0.9326 0.8665
-2.250 -0.1537 0.06244 0.05791 0.0074 0.9210 0.8455
-2.000 0.0009 0.05348 0.04556 -0.0816 0.9007 0.2228
-1.750 0.0394 0.05192 0.04333 -0.0838 0.8908 0.1895
-1.500 0.0853 0.05073 0.04147 -0.0869 0.8820 0.1754
-1.250 0.1250 0.04964 0.03995 -0.0890 0.8726 0.1668
-1.000 0.1552 0.04940 0.03924 -0.0895 0.8628 0.1604
-0.750 0.2043 0.04855 0.03805 -0.0927 0.8547 0.1573
-0.500 0.2240 0.04866 0.03796 -0.0920 0.8441 0.1591
-0.250 0.2527 0.04876 0.03783 -0.0922 0.8347 0.1612
0.000 0.2937 0.04860 0.03744 -0.0939 0.8260 0.1630
0.250 0.3113 0.04901 0.03782 -0.0929 0.8158 0.1660
0.500 0.3489 0.04912 0.03782 -0.0944 0.8073 0.1753
0.750 0.3711 0.04959 0.03831 -0.0943 0.7973 0.1886
1.000 0.3935 0.05021 0.03896 -0.0943 0.7878 0.2083
1.250 0.4248 0.04815 0.03919 -0.0942 0.7800 1.0000
1.500 0.4355 0.04961 0.04025 -0.0923 0.7696 1.0000
1.750 0.4671 0.05063 0.04078 -0.0929 0.7609 1.0000
2.000 0.4837 0.05197 0.04185 -0.0921 0.7511 1.0000
2.250 0.4974 0.05348 0.04316 -0.0912 0.7415 1.0000
2.500 0.5360 0.05426 0.04368 -0.0929 0.7333 1.0000
2.750 0.5354 0.05627 0.04562 -0.0907 0.7231 1.0000
3.000 0.5582 0.05761 0.04680 -0.0908 0.7144 1.0000
3.250 0.5764 0.05909 0.04818 -0.0906 0.7055 1.0000
3.500 0.5846 0.06102 0.05003 -0.0895 0.6965 1.0000
3.750 0.6208 0.06189 0.05078 -0.0908 0.6885 1.0000
4.000 0.6134 0.06456 0.05344 -0.0886 0.6796 1.0000
4.250 0.6457 0.06564 0.05443 -0.0895 0.6716 1.0000
4.500 0.6403 0.06838 0.05718 -0.0878 0.6638 1.0000
4.750 0.6663 0.06982 0.05856 -0.0882 0.6560 1.0000
5.000 0.6622 0.07268 0.06143 -0.0868 0.6493 1.0000
5.250 0.6916 0.07406 0.06277 -0.0875 0.6416 1.0000
5.500 0.6806 0.07742 0.06616 -0.0860 0.6365 1.0000
5.750 0.7001 0.07942 0.06816 -0.0863 0.6304 1.0000
6.000 0.7061 0.08219 0.07095 -0.0859 0.6255 1.0000
6.250 0.7014 0.08561 0.07440 -0.0852 0.6237 1.0000
6.500 0.7041 0.08907 0.07790 -0.0853 0.6251 1.0000
6.750 0.7160 0.09249 0.08137 -0.0862 0.6274 1.0000
8.250 0.8087 0.10314 0.09225 -0.0830 0.5522 1.0000
8.500 0.8113 0.10453 0.09368 -0.0811 0.5326 1.0000
8.750 0.8622 0.10226 0.09149 -0.0796 0.5056 1.0000
9.000 0.8792 0.10324 0.09254 -0.0784 0.4901 1.0000
9.250 0.9051 0.10366 0.09305 -0.0775 0.4762 1.0000
9.500 0.9336 0.10362 0.09315 -0.0763 0.4622 1.0000
9.750 0.9398 0.10560 0.09522 -0.0752 0.4478 1.0000
10.000 0.9516 0.10705 0.09677 -0.0741 0.4331 1.0000
10.250 0.9613 0.10885 0.09867 -0.0730 0.4184 1.0000
10.500 0.9705 0.11078 0.10071 -0.0720 0.4036 1.0000
10.750 0.9760 0.11332 0.10336 -0.0712 0.3890 1.0000
11.000 0.9708 0.11749 0.10760 -0.0711 0.3750 1.0000
11.250 0.9529 0.12377 0.11391 -0.0719 0.3636 1.0000
11.500 0.9614 0.12694 0.11716 -0.0719 0.3553 1.0000
11.750 0.9422 0.13385 0.12409 -0.0737 0.3492 1.0000
12.000 0.9658 0.13516 0.12551 -0.0730 0.3422 1.0000
12.250 0.9445 0.14269 0.13305 -0.0755 0.3406 1.0000
12.500 0.9443 0.14819 0.13861 -0.0772 0.3420 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 611 AIRFOIL (goe611-il)