GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.62 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe167-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe167-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3776 0.12137 0.11469 -0.0123 1.0000 0.1355
-9.250 -0.3788 0.11941 0.11281 -0.0146 1.0000 0.1408
-9.000 -0.3925 0.11941 0.11294 -0.0188 1.0000 0.1426
-8.750 -0.3640 0.11199 0.10547 -0.0157 1.0000 0.1522
-8.500 -0.3738 0.11110 0.10470 -0.0190 1.0000 0.1571
-8.250 -0.3563 0.10573 0.09935 -0.0178 1.0000 0.1643
-8.000 -0.3611 0.10398 0.09771 -0.0198 1.0000 0.1715
-7.750 -0.3559 0.10022 0.09404 -0.0201 1.0000 0.1766
-7.500 -0.3530 0.09756 0.09146 -0.0207 1.0000 0.1858
-7.250 -0.3498 0.09421 0.08821 -0.0219 1.0000 0.1922
-7.000 -0.3509 0.09216 0.08627 -0.0249 1.0000 0.2028
-6.750 -0.3390 0.08808 0.08225 -0.0226 1.0000 0.2124
-6.250 -0.3429 0.08336 0.07777 -0.0259 1.0000 0.2359
-6.000 -0.3471 0.08167 0.07622 -0.0262 1.0000 0.2503
-5.750 -0.3515 0.07972 0.07440 -0.0230 1.0000 0.2648
-5.500 -0.3577 0.07758 0.07245 -0.0166 1.0000 0.2740
-5.250 -0.3861 0.07855 0.07354 -0.0169 1.0000 0.2804
-5.000 -0.3964 0.07682 0.07197 -0.0108 1.0000 0.2871
-4.750 -0.3763 0.07398 0.06911 -0.0157 0.9911 0.3280
-4.500 0.0704 0.04371 0.03773 -0.0315 1.0000 1.0000
-4.250 0.0823 0.04204 0.03620 -0.0334 1.0000 1.0000
-4.000 0.0898 0.04095 0.03528 -0.0347 1.0000 1.0000
-3.750 0.0749 0.04196 0.03649 -0.0324 1.0000 1.0000
-3.500 0.0404 0.04444 0.03914 -0.0265 0.9972 0.9961
-3.250 -0.0127 0.04610 0.04090 -0.0169 0.9650 0.9267
-2.750 0.0569 0.04034 0.03219 -0.0945 0.8998 0.2343
-2.500 0.1013 0.03819 0.02940 -0.0978 0.8898 0.2025
-2.250 0.1511 0.03596 0.02664 -0.1015 0.8826 0.1825
-2.000 0.1843 0.03511 0.02524 -0.1025 0.8720 0.1712
-1.750 0.2220 0.03386 0.02368 -0.1042 0.8641 0.1653
-1.500 0.2553 0.03313 0.02263 -0.1051 0.8556 0.1639
-1.250 0.2857 0.03267 0.02195 -0.1057 0.8478 0.1667
-1.000 0.3172 0.03223 0.02130 -0.1061 0.8403 0.1683
-0.750 0.3467 0.03206 0.02093 -0.1063 0.8330 0.1700
-0.500 0.3751 0.03202 0.02073 -0.1064 0.8259 0.1736
-0.250 0.4058 0.03175 0.02046 -0.1069 0.8204 0.1816
0.000 0.4254 0.03221 0.02094 -0.1066 0.8129 0.1952
0.250 0.4591 0.03185 0.02074 -0.1077 0.8077 0.2323
0.500 0.4732 0.03052 0.02157 -0.1058 0.8014 1.0000
0.750 0.4975 0.03159 0.02198 -0.1053 0.7958 1.0000
1.000 0.5303 0.03223 0.02220 -0.1061 0.7914 1.0000
1.250 0.5362 0.03413 0.02396 -0.1049 0.7847 1.0000
1.500 0.5587 0.03529 0.02495 -0.1051 0.7797 1.0000
1.750 0.5858 0.03632 0.02582 -0.1057 0.7756 1.0000
2.000 0.5867 0.03854 0.02799 -0.1042 0.7701 1.0000
2.250 0.6036 0.04007 0.02942 -0.1040 0.7654 1.0000
2.500 0.6354 0.04102 0.03029 -0.1051 0.7613 1.0000
2.750 0.6282 0.04357 0.03282 -0.1027 0.7569 1.0000
3.000 0.6352 0.04553 0.03474 -0.1016 0.7523 1.0000
3.250 0.6748 0.04626 0.03542 -0.1033 0.7453 1.0000
3.500 0.6725 0.04834 0.03749 -0.1008 0.7360 1.0000
3.750 0.6954 0.04939 0.03853 -0.1004 0.7237 1.0000
4.000 0.7243 0.05016 0.03930 -0.1003 0.7111 1.0000
4.250 0.7660 0.05037 0.03953 -0.1013 0.6995 1.0000
4.500 0.7626 0.05280 0.04199 -0.0991 0.6895 1.0000
4.750 0.7766 0.05451 0.04376 -0.0982 0.6792 1.0000
5.000 0.8122 0.05515 0.04447 -0.0986 0.6686 1.0000
5.250 0.8237 0.05697 0.04636 -0.0975 0.6569 1.0000
5.500 0.8285 0.05924 0.04869 -0.0960 0.6446 1.0000
5.750 0.8413 0.06115 0.05070 -0.0951 0.6319 1.0000
6.000 0.8582 0.06284 0.05248 -0.0942 0.6184 1.0000
6.250 0.8760 0.06449 0.05422 -0.0933 0.6045 1.0000
6.500 0.8954 0.06610 0.05594 -0.0926 0.5910 1.0000
6.750 0.9273 0.06698 0.05700 -0.0923 0.5795 1.0000
7.000 0.9197 0.07069 0.06076 -0.0910 0.5660 1.0000
7.250 0.9121 0.07453 0.06465 -0.0900 0.5536 1.0000
7.500 0.9146 0.07777 0.06797 -0.0894 0.5431 1.0000
7.750 0.9400 0.07950 0.06985 -0.0892 0.5347 1.0000
8.000 0.9169 0.08518 0.07554 -0.0892 0.5297 1.0000
8.250 0.9059 0.08992 0.08034 -0.0894 0.5267 1.0000
8.500 0.9268 0.09178 0.08233 -0.0889 0.5159 1.0000
8.750 0.9156 0.09656 0.08717 -0.0893 0.5144 1.0000
9.000 0.9120 0.10102 0.09171 -0.0900 0.5150 1.0000
9.250 0.9085 0.10526 0.09604 -0.0905 0.5148 1.0000
9.500 0.9043 0.10923 0.10012 -0.0909 0.5131 1.0000
9.750 1.0071 0.09772 0.08907 -0.0819 0.4402 1.0000
10.000 1.0223 0.09857 0.09014 -0.0804 0.4249 1.0000
10.250 1.0396 0.09873 0.09052 -0.0783 0.4073 1.0000
10.500 1.1119 0.09038 0.08279 -0.0724 0.3840 1.0000
10.750 1.2944 0.04862 0.04053 -0.0471 0.2128 1.0000
11.000 1.2757 0.05321 0.04485 -0.0457 0.1820 1.0000
11.250 1.2609 0.05766 0.04901 -0.0448 0.1577 1.0000
11.500 1.2513 0.06174 0.05287 -0.0437 0.1380 1.0000
11.750 1.2480 0.06503 0.05587 -0.0421 0.1230 1.0000
12.000 1.2568 0.06706 0.05759 -0.0394 0.1091 1.0000
12.250 1.3190 0.06619 0.05659 -0.0334 0.0938 1.0000
12.500 1.3441 0.06901 0.05975 -0.0317 0.0885 1.0000
12.750 1.3863 0.07302 0.06378 -0.0309 0.0824 1.0000
13.000 1.3777 0.07705 0.06821 -0.0298 0.0819 1.0000
13.250 1.3681 0.08152 0.07304 -0.0292 0.0816 1.0000
13.500 1.3555 0.08638 0.07822 -0.0290 0.0816 1.0000
13.750 1.3398 0.09163 0.08377 -0.0294 0.0818 1.0000
14.000 1.3221 0.09730 0.08970 -0.0304 0.0821 1.0000
14.250 1.3033 0.10339 0.09603 -0.0320 0.0825 1.0000
14.500 1.2850 0.10989 0.10272 -0.0340 0.0829 1.0000
14.750 1.1745 0.12876 0.12217 -0.0499 0.0910 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il)