GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.1 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe81-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe81-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 81 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.2804 0.10692 0.10076 -0.0245 1.0000 0.0714
-7.250 -0.2927 0.10668 0.10064 -0.0230 1.0000 0.0726
-7.000 -0.3045 0.10680 0.10089 -0.0227 1.0000 0.0735
-6.750 -0.2862 0.10623 0.10032 -0.0340 0.9921 0.0745
-6.500 -0.2765 0.09905 0.09316 -0.0283 0.9896 0.0767
-6.250 -0.2552 0.09496 0.08904 -0.0316 0.9825 0.0799
-6.000 -0.2294 0.09143 0.08547 -0.0379 0.9742 0.0841
-5.750 -0.1833 0.09045 0.08427 -0.0559 0.9610 0.0883
-5.500 -0.1762 0.08454 0.07848 -0.0518 0.9553 0.0905
-5.250 -0.1520 0.08063 0.07453 -0.0546 0.9495 0.0963
-5.000 -0.1060 0.07890 0.07257 -0.0688 0.9382 0.1034
-4.750 -0.0932 0.07404 0.06779 -0.0669 0.9326 0.1061
-4.500 -0.0680 0.07092 0.06461 -0.0701 0.9248 0.1122
-4.250 -0.0247 0.06778 0.06128 -0.0795 0.9184 0.1198
-4.000 -0.0053 0.06471 0.05820 -0.0801 0.9104 0.1267
-3.750 0.0340 0.06143 0.05479 -0.0865 0.9055 0.1388
-3.500 0.0653 0.05920 0.05243 -0.0912 0.8966 0.1517
-3.250 0.1049 0.05645 0.04952 -0.0967 0.8913 0.1668
-3.000 0.1342 0.05415 0.04709 -0.0995 0.8828 0.1821
-2.750 0.1669 0.05105 0.04395 -0.1023 0.8761 0.1995
-2.500 0.1974 0.04891 0.04169 -0.1049 0.8658 0.2278
-2.000 0.2470 0.04359 0.03640 -0.1061 0.8479 0.3211
-1.500 0.3822 0.03979 0.03089 -0.1212 0.8323 0.1016
-1.250 0.4226 0.03798 0.02860 -0.1232 0.8253 0.0879
-1.000 0.4517 0.03629 0.02683 -0.1240 0.8163 0.0850
-0.750 0.4844 0.03500 0.02528 -0.1250 0.8081 0.0842
-0.500 0.5177 0.03378 0.02381 -0.1259 0.7999 0.0837
-0.250 0.5479 0.03277 0.02255 -0.1262 0.7907 0.0818
0.000 0.5826 0.03162 0.02109 -0.1268 0.7832 0.0796
0.250 0.6105 0.03091 0.02014 -0.1266 0.7730 0.0782
0.500 0.6455 0.02991 0.01884 -0.1270 0.7661 0.0773
0.750 0.6711 0.02945 0.01817 -0.1262 0.7549 0.0770
1.000 0.7007 0.02888 0.01741 -0.1259 0.7457 0.0789
1.250 0.7309 0.02831 0.01667 -0.1256 0.7366 0.0823
1.500 0.7568 0.02800 0.01623 -0.1248 0.7254 0.0846
1.750 0.7862 0.02751 0.01559 -0.1243 0.7163 0.0861
2.000 0.8137 0.02720 0.01516 -0.1236 0.7056 0.0880
2.250 0.8392 0.02700 0.01495 -0.1229 0.6939 0.0911
2.500 0.8674 0.02678 0.01467 -0.1225 0.6833 0.0971
2.750 0.8966 0.02652 0.01439 -0.1222 0.6729 0.1093
3.000 0.9219 0.02653 0.01450 -0.1216 0.6602 0.1288
3.250 0.9435 0.02522 0.01462 -0.1202 0.6486 1.0000
3.500 0.9716 0.02536 0.01445 -0.1195 0.6379 1.0000
3.750 0.9970 0.02565 0.01458 -0.1187 0.6258 1.0000
4.000 1.0204 0.02608 0.01492 -0.1178 0.6128 1.0000
4.250 1.0446 0.02647 0.01523 -0.1170 0.6006 1.0000
4.500 1.0707 0.02674 0.01541 -0.1163 0.5896 1.0000
4.750 1.0948 0.02714 0.01579 -0.1155 0.5776 1.0000
5.000 1.1165 0.02769 0.01637 -0.1145 0.5650 1.0000
5.250 1.1391 0.02816 0.01685 -0.1136 0.5529 1.0000
5.500 1.1630 0.02852 0.01722 -0.1127 0.5414 1.0000
5.750 1.1875 0.02878 0.01747 -0.1119 0.5298 1.0000
6.000 1.2081 0.02926 0.01801 -0.1106 0.5163 1.0000
6.250 1.2289 0.02972 0.01853 -0.1094 0.5029 1.0000
6.500 1.2501 0.03012 0.01896 -0.1082 0.4896 1.0000
6.750 1.2715 0.03050 0.01937 -0.1069 0.4761 1.0000
7.000 1.2928 0.03090 0.01978 -0.1057 0.4626 1.0000
7.250 1.3143 0.03132 0.02025 -0.1044 0.4495 1.0000
7.500 1.3367 0.03175 0.02068 -0.1034 0.4370 1.0000
7.750 1.3550 0.03251 0.02156 -0.1020 0.4244 1.0000
8.000 1.3731 0.03333 0.02251 -0.1007 0.4125 1.0000
8.250 1.3923 0.03408 0.02339 -0.0994 0.4007 1.0000
8.500 1.4117 0.03478 0.02416 -0.0981 0.3884 1.0000
8.750 1.4266 0.03566 0.02517 -0.0963 0.3749 1.0000
9.000 1.4380 0.03668 0.02636 -0.0942 0.3609 1.0000
9.250 1.4482 0.03773 0.02761 -0.0920 0.3470 1.0000
9.500 1.4572 0.03883 0.02887 -0.0896 0.3333 1.0000
9.750 1.4643 0.03998 0.03016 -0.0871 0.3200 1.0000
10.000 1.4696 0.04119 0.03149 -0.0844 0.3070 1.0000
10.250 1.4746 0.04248 0.03288 -0.0818 0.2942 1.0000
10.500 1.4799 0.04381 0.03427 -0.0795 0.2818 1.0000
10.750 1.4806 0.04566 0.03633 -0.0771 0.2693 1.0000
11.000 1.4816 0.04759 0.03840 -0.0750 0.2573 1.0000
11.250 1.4840 0.04949 0.04039 -0.0731 0.2464 1.0000
11.500 1.4878 0.05126 0.04219 -0.0713 0.2360 1.0000
11.750 1.4843 0.05395 0.04508 -0.0697 0.2252 1.0000
12.000 1.4812 0.05655 0.04777 -0.0683 0.2148 1.0000
12.250 1.4782 0.05910 0.05033 -0.0670 0.2043 1.0000
12.500 1.4707 0.06252 0.05397 -0.0662 0.1942 1.0000
12.750 1.4635 0.06600 0.05757 -0.0656 0.1846 1.0000
13.000 1.4572 0.06936 0.06097 -0.0652 0.1754 1.0000
13.250 1.4480 0.07344 0.06523 -0.0652 0.1666 1.0000
13.500 1.4395 0.07749 0.06940 -0.0653 0.1585 1.0000
13.750 1.4325 0.08126 0.07321 -0.0654 0.1505 1.0000
14.000 1.4220 0.08604 0.07821 -0.0661 0.1432 1.0000
14.250 1.4170 0.08964 0.08175 -0.0663 0.1356 1.0000
14.500 1.4038 0.09524 0.08763 -0.0677 0.1283 1.0000
14.750 1.3963 0.09945 0.09176 -0.0686 0.1198 1.0000
15.000 1.3815 0.10574 0.09834 -0.0708 0.1124 1.0000
15.250 1.3732 0.11048 0.10304 -0.0723 0.1042 1.0000
15.500 1.3580 0.11741 0.11030 -0.0752 0.0971 1.0000
15.750 1.3480 0.12309 0.11607 -0.0775 0.0896 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)