GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.15 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe155-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe155-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 155 (SSW D.1) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3417 0.11724 0.11054 -0.0184 1.0000 0.1103
-8.750 -0.3432 0.11658 0.10998 -0.0213 1.0000 0.1130
-8.500 -0.3504 0.11709 0.11063 -0.0248 1.0000 0.1138
-8.250 -0.3244 0.10827 0.10176 -0.0219 1.0000 0.1193
-8.000 -0.3203 0.10588 0.09943 -0.0230 1.0000 0.1240
-7.750 -0.3259 0.10553 0.09922 -0.0254 1.0000 0.1269
-7.500 -0.3320 0.10639 0.10021 -0.0310 1.0000 0.1280
-7.250 -0.3128 0.09818 0.09200 -0.0247 1.0000 0.1339
-7.000 -0.3143 0.09652 0.09044 -0.0251 1.0000 0.1389
-6.750 -0.3243 0.09680 0.09085 -0.0270 1.0000 0.1416
-6.500 -0.3257 0.09364 0.08779 -0.0252 1.0000 0.1442
-6.250 -0.3249 0.09068 0.08489 -0.0219 1.0000 0.1499
-6.000 -0.3308 0.09003 0.08429 -0.0231 1.0000 0.1551
-5.750 -0.3329 0.08814 0.08247 -0.0239 1.0000 0.1580
-5.500 -0.3322 0.08490 0.07926 -0.0202 1.0000 0.1635
-5.250 -0.3253 0.08494 0.07925 -0.0274 1.0000 0.1710
-5.000 -0.3264 0.08039 0.07481 -0.0216 1.0000 0.1747
-4.750 -0.3122 0.07944 0.07376 -0.0279 1.0000 0.1853
-4.500 -0.3127 0.07524 0.06967 -0.0228 1.0000 0.1897
-4.000 -0.2844 0.07045 0.06477 -0.0285 1.0000 0.2146
-3.750 -0.2734 0.06752 0.06184 -0.0286 1.0000 0.2295
-3.500 -0.2646 0.06448 0.05883 -0.0274 1.0000 0.2463
-3.250 -0.2489 0.06204 0.05632 -0.0289 1.0000 0.2738
-3.000 -0.2365 0.05941 0.05370 -0.0286 1.0000 0.3035
-2.750 -0.2276 0.05663 0.05097 -0.0265 1.0000 0.3356
-2.500 -0.2203 0.05408 0.04849 -0.0237 1.0000 0.3817
-2.250 -0.2176 0.05157 0.04609 -0.0190 1.0000 0.4411
-2.000 -0.2156 0.04904 0.04368 -0.0137 1.0000 0.5008
-1.750 -0.2124 0.04651 0.04125 -0.0085 1.0000 0.5591
-1.500 -0.2082 0.04395 0.03876 -0.0035 1.0000 0.6110
-1.250 -0.1961 0.04142 0.03628 -0.0011 1.0000 0.6524
-1.000 -0.1601 0.03929 0.03407 -0.0061 1.0000 0.6734
-0.750 -0.0873 0.03777 0.03222 -0.0222 1.0000 0.6411
-0.500 0.1128 0.03945 0.03093 -0.0682 0.9929 0.2279
-0.250 0.1778 0.03783 0.02872 -0.0753 0.9822 0.1900
0.000 0.2384 0.03698 0.02719 -0.0812 0.9706 0.1690
0.250 0.2902 0.03615 0.02598 -0.0859 0.9580 0.1620
0.500 0.3402 0.03570 0.02514 -0.0901 0.9446 0.1595
0.750 0.3886 0.03552 0.02465 -0.0939 0.9306 0.1679
1.000 0.4355 0.03528 0.02422 -0.0974 0.9161 0.1785
1.250 0.4806 0.03502 0.02388 -0.1003 0.9012 0.1941
1.500 0.5261 0.03449 0.02352 -0.1033 0.8862 0.2400
1.750 0.5680 0.03281 0.02295 -0.1049 0.8710 1.0000
2.000 0.6063 0.03332 0.02317 -0.1064 0.8520 1.0000
2.250 0.6426 0.03366 0.02335 -0.1074 0.8313 1.0000
2.500 0.6882 0.03361 0.02317 -0.1093 0.8129 1.0000
2.750 0.7306 0.03337 0.02287 -0.1102 0.7960 1.0000
3.000 0.7544 0.03378 0.02325 -0.1090 0.7753 1.0000
3.250 0.7860 0.03380 0.02325 -0.1084 0.7577 1.0000
3.500 0.8179 0.03370 0.02318 -0.1076 0.7409 1.0000
3.750 0.8495 0.03349 0.02299 -0.1066 0.7246 1.0000
4.000 0.8806 0.03321 0.02275 -0.1054 0.7084 1.0000
4.250 0.9113 0.03289 0.02246 -0.1041 0.6924 1.0000
4.500 0.9300 0.03354 0.02323 -0.1023 0.6709 1.0000
4.750 0.9575 0.03345 0.02320 -0.1008 0.6535 1.0000
5.000 0.9860 0.03329 0.02310 -0.0993 0.6367 1.0000
5.250 1.0146 0.03309 0.02298 -0.0978 0.6203 1.0000
5.500 1.0414 0.03315 0.02315 -0.0964 0.6036 1.0000
5.750 1.0618 0.03401 0.02414 -0.0951 0.5853 1.0000
6.000 1.0856 0.03470 0.02496 -0.0941 0.5701 1.0000
6.250 1.1094 0.03551 0.02590 -0.0931 0.5565 1.0000
6.500 1.1358 0.03611 0.02668 -0.0922 0.5447 1.0000
6.750 1.1585 0.03720 0.02796 -0.0914 0.5329 1.0000
7.000 1.1806 0.03797 0.02891 -0.0902 0.5190 1.0000
7.250 1.2061 0.03711 0.02817 -0.0876 0.4971 1.0000
7.500 1.2395 0.03498 0.02603 -0.0848 0.4720 1.0000
7.750 1.2607 0.03369 0.02477 -0.0815 0.4400 1.0000
8.000 1.2769 0.03236 0.02341 -0.0776 0.4017 1.0000
8.250 1.2827 0.03195 0.02320 -0.0733 0.3616 1.0000
8.500 1.2771 0.03229 0.02351 -0.0682 0.3052 1.0000
8.750 1.2685 0.03394 0.02477 -0.0636 0.2346 1.0000
9.000 1.2603 0.03651 0.02687 -0.0597 0.1657 1.0000
9.250 1.2540 0.03931 0.02929 -0.0565 0.1360 1.0000
9.500 1.2506 0.04216 0.03191 -0.0539 0.1225 1.0000
9.750 1.2489 0.04499 0.03464 -0.0516 0.1133 1.0000
10.000 1.2486 0.04782 0.03735 -0.0494 0.1059 1.0000
10.250 1.2583 0.05007 0.03972 -0.0473 0.0992 1.0000
10.500 1.3015 0.05171 0.04114 -0.0452 0.0924 1.0000
10.750 1.3402 0.05428 0.04406 -0.0446 0.0873 1.0000
11.000 1.3844 0.05827 0.04825 -0.0456 0.0823 1.0000
11.250 1.4107 0.06260 0.05294 -0.0452 0.0817 1.0000
11.500 1.4180 0.06649 0.05730 -0.0434 0.0820 1.0000
11.750 1.4130 0.07017 0.06145 -0.0407 0.0827 1.0000
12.000 1.3946 0.07372 0.06542 -0.0376 0.0834 1.0000
12.250 1.3720 0.07776 0.06985 -0.0354 0.0842 1.0000
12.500 1.3472 0.08244 0.07488 -0.0344 0.0850 1.0000
12.750 1.3198 0.08783 0.08058 -0.0346 0.0859 1.0000
13.000 1.2901 0.09406 0.08707 -0.0361 0.0868 1.0000
13.250 1.2581 0.10133 0.09457 -0.0391 0.0877 1.0000
13.500 1.2244 0.10989 0.10329 -0.0437 0.0888 1.0000
13.750 1.1924 0.11960 0.11311 -0.0495 0.0902 1.0000
14.000 1.1693 0.12914 0.12265 -0.0548 0.0917 1.0000
14.250 1.1549 0.13797 0.13154 -0.0592 0.0933 1.0000
14.500 1.0938 0.16274 0.15612 -0.0770 0.1047 1.0000
14.750 1.0728 0.17691 0.17015 -0.0861 0.1163 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il)