GOE 626 AIRFOIL (goe626-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 626 AIRFOIL (goe626-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.38 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe626-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe626-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 626 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 -0.2358 0.13306 0.12558 -0.0309 1.0000 0.2470
-10.250 -0.2487 0.13265 0.12527 -0.0302 1.0000 0.2504
-10.000 -0.2691 0.13295 0.12568 -0.0295 1.0000 0.2515
-9.750 -0.2550 0.12781 0.12057 -0.0284 1.0000 0.2536
-9.500 -0.2419 0.12432 0.11711 -0.0267 1.0000 0.2587
-9.250 -0.2467 0.12279 0.11565 -0.0254 1.0000 0.2641
-9.000 -0.2668 0.12273 0.11570 -0.0241 1.0000 0.2675
-8.750 -0.2903 0.12267 0.11577 -0.0227 1.0000 0.2685
-8.500 -0.2660 0.11679 0.10989 -0.0212 1.0000 0.2729
-8.250 -0.2651 0.11455 0.10771 -0.0195 1.0000 0.2785
-8.000 -0.2831 0.11390 0.10716 -0.0177 1.0000 0.2840
-7.750 -0.3120 0.11391 0.10731 -0.0158 1.0000 0.2858
-7.500 -0.2888 0.10909 0.10248 -0.0138 1.0000 0.2973
-7.250 -0.3151 0.10896 0.10248 -0.0115 1.0000 0.3028
-7.000 -0.3478 0.10899 0.10266 -0.0089 1.0000 0.3042
-6.750 -0.3327 0.10536 0.09904 -0.0067 1.0000 0.3206
-6.500 -0.3369 0.10302 0.09676 -0.0043 1.0000 0.3300
-6.250 -0.3593 0.10291 0.09675 -0.0010 1.0000 0.3394
-6.000 -0.3589 0.10103 0.09491 0.0017 1.0000 0.3550
-5.750 -0.3957 0.10152 0.09554 0.0056 1.0000 0.3593
-5.500 -0.3970 0.09999 0.09404 0.0086 1.0000 0.3774
-5.250 -0.3972 0.09829 0.09237 0.0113 1.0000 0.3943
-5.000 -0.4399 0.09879 0.09300 0.0142 1.0000 0.3990
-4.750 -0.3940 0.09451 0.08860 0.0101 0.9891 0.4236
-4.500 -0.3658 0.09174 0.08573 0.0062 0.9773 0.4434
-4.250 -0.3385 0.08911 0.08302 0.0027 0.9656 0.4635
-4.000 -0.3130 0.08667 0.08051 0.0006 0.9536 0.4854
-3.750 -0.2955 0.08452 0.07832 -0.0005 0.9409 0.5066
-3.500 -0.2918 0.08332 0.07711 -0.0007 0.9283 0.5327
-3.250 -0.2456 0.08009 0.07378 -0.0030 0.9185 0.5645
-3.000 -0.2338 0.07824 0.07192 -0.0015 0.9059 0.5968
-2.250 0.2916 0.05539 0.04813 -0.0708 0.8892 1.0000
-2.000 0.3139 0.05424 0.04695 -0.0734 0.8750 1.0000
-1.750 0.3574 0.05227 0.04489 -0.0799 0.8659 1.0000
-1.500 -0.0961 0.06239 0.05505 -0.0457 0.8327 0.5138
-1.250 -0.0649 0.06079 0.05332 -0.0499 0.8210 0.5112
-1.000 -0.0123 0.05902 0.05132 -0.0578 0.8109 0.5114
-0.750 0.0105 0.05829 0.05046 -0.0607 0.7984 0.5112
-0.500 0.0648 0.05704 0.04896 -0.0682 0.7889 0.5133
-0.250 0.0897 0.05667 0.04846 -0.0710 0.7770 0.5138
0.000 0.1241 0.05620 0.04786 -0.0744 0.7672 0.5167
0.250 0.1538 0.05583 0.04741 -0.0763 0.7570 0.5193
0.500 0.1784 0.05593 0.04742 -0.0780 0.7473 0.5211
0.750 0.2111 0.05585 0.04725 -0.0804 0.7383 0.5248
1.000 0.2343 0.05629 0.04758 -0.0820 0.7289 0.5274
1.250 0.2674 0.05641 0.04758 -0.0847 0.7199 0.5295
1.500 0.2926 0.05707 0.04812 -0.0866 0.7117 0.5324
1.750 0.3114 0.05796 0.04894 -0.0877 0.7035 0.5353
2.000 0.3566 0.05764 0.04856 -0.0902 0.6971 0.5399
2.250 0.3464 0.05979 0.05071 -0.0884 0.6881 0.5407
2.500 0.3819 0.06021 0.05105 -0.0905 0.6816 0.5442
2.750 0.3940 0.06182 0.05261 -0.0908 0.6757 0.5475
3.000 0.3970 0.06379 0.05454 -0.0906 0.6694 0.5502
3.250 0.4318 0.06445 0.05513 -0.0925 0.6628 0.5552
3.500 0.4450 0.06614 0.05683 -0.0926 0.6578 0.5584
3.750 0.4415 0.06871 0.05941 -0.0921 0.6549 0.5603
4.000 0.4471 0.07090 0.06159 -0.0922 0.6513 0.5630
4.250 0.4608 0.07291 0.06356 -0.0929 0.6478 0.5669
4.500 0.4652 0.07560 0.06621 -0.0934 0.6484 0.5705
4.750 0.4670 0.07840 0.06901 -0.0938 0.6507 0.5740
5.000 0.4727 0.08120 0.07185 -0.0944 0.6549 0.5782
5.250 0.4924 0.08406 0.07472 -0.0961 0.6590 0.5844
5.500 0.5110 0.08695 0.07758 -0.0978 0.6602 0.5904
5.750 0.5277 0.08791 0.07857 -0.0975 0.6425 0.5961
6.000 0.5346 0.09074 0.08144 -0.0981 0.6425 0.6011
6.250 0.5426 0.09358 0.08430 -0.0987 0.6398 0.6071
6.500 0.5579 0.09509 0.08586 -0.0987 0.6246 0.6154
6.750 0.5766 0.09831 0.08916 -0.1002 0.6229 0.6261
7.000 0.6724 0.09109 0.08199 -0.0968 0.5417 0.6619
7.250 0.6625 0.09457 0.08559 -0.0966 0.5331 0.6708
7.500 0.6864 0.09589 0.08715 -0.0966 0.5199 0.6975
7.750 0.6176 0.11092 0.10227 -0.1033 0.6020 0.6757
8.000 0.6958 0.10012 0.09203 -0.0954 0.4989 1.0000
8.250 0.7300 0.10171 0.09341 -0.0966 0.4842 1.0000
8.500 0.7185 0.10643 0.09812 -0.0975 0.4777 1.0000
8.750 0.7281 0.11028 0.10188 -0.0987 0.4733 1.0000
9.000 0.7435 0.11409 0.10560 -0.0999 0.4707 1.0000
9.250 0.7597 0.11820 0.10964 -0.1010 0.4691 1.0000
9.500 0.6650 0.12969 0.12145 -0.1063 0.5366 1.0000
9.750 0.6870 0.13294 0.12460 -0.1072 0.5281 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 626 AIRFOIL (goe626-il)