GOE 177 AIRFOIL (goe177-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 177 AIRFOIL (goe177-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.12 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe177-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe177-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 177 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3454 0.11099 0.10448 -0.0132 1.0000 0.1254
-8.000 -0.3462 0.10946 0.10305 -0.0151 1.0000 0.1300
-7.750 -0.3553 0.10957 0.10332 -0.0182 1.0000 0.1315
-7.500 -0.3330 0.10245 0.09618 -0.0156 1.0000 0.1382
-7.250 -0.3337 0.10063 0.09447 -0.0167 1.0000 0.1435
-7.000 -0.3393 0.10080 0.09478 -0.0231 1.0000 0.1459
-6.750 -0.3229 0.09425 0.08826 -0.0180 1.0000 0.1515
-6.500 -0.3198 0.09217 0.08626 -0.0203 1.0000 0.1580
-6.250 -0.3165 0.08961 0.08381 -0.0231 1.0000 0.1616
-6.000 -0.3073 0.08582 0.08007 -0.0209 1.0000 0.1687
-5.750 -0.3040 0.08425 0.07860 -0.0263 1.0000 0.1752
-5.500 -0.2959 0.08018 0.07461 -0.0225 1.0000 0.1824
-5.250 -0.2896 0.07774 0.07224 -0.0256 1.0000 0.1907
-5.000 -0.2794 0.07608 0.07059 -0.0298 1.0000 0.2030
-4.750 -0.2755 0.07186 0.06648 -0.0243 1.0000 0.2101
-4.500 -0.2682 0.06918 0.06386 -0.0249 1.0000 0.2220
-4.250 -0.2616 0.06662 0.06136 -0.0246 1.0000 0.2371
-4.000 -0.2516 0.06477 0.05952 -0.0271 1.0000 0.2604
-3.750 -0.2501 0.06189 0.05676 -0.0235 1.0000 0.2777
-3.500 -0.2438 0.05979 0.05471 -0.0233 1.0000 0.3040
-2.750 -0.2319 0.05285 0.04801 -0.0170 1.0000 0.3927
-2.000 -0.0576 0.04185 0.03519 -0.0546 1.0000 0.2165
-1.750 0.0263 0.03545 0.02748 -0.0660 0.9928 0.1591
-1.500 0.0955 0.03219 0.02354 -0.0743 0.9789 0.1761
-1.250 0.1587 0.02989 0.02081 -0.0811 0.9628 0.2077
-1.000 0.2191 0.02826 0.01876 -0.0872 0.9453 0.2490
-0.750 0.2793 0.02713 0.01729 -0.0927 0.9278 0.2892
-0.500 0.3311 0.02624 0.01626 -0.0967 0.9081 0.3294
-0.250 0.3839 0.02494 0.01505 -0.1004 0.8902 0.3886
0.000 0.4289 0.02226 0.01353 -0.1016 0.8736 1.0000
0.250 0.4691 0.02232 0.01310 -0.1030 0.8526 1.0000
0.500 0.5073 0.02233 0.01278 -0.1038 0.8329 1.0000
0.750 0.5424 0.02238 0.01256 -0.1041 0.8138 1.0000
1.000 0.5714 0.02266 0.01264 -0.1035 0.7931 1.0000
1.250 0.6018 0.02286 0.01264 -0.1029 0.7750 1.0000
1.500 0.6288 0.02326 0.01289 -0.1021 0.7563 1.0000
1.750 0.6543 0.02379 0.01329 -0.1012 0.7378 1.0000
2.000 0.6803 0.02430 0.01368 -0.1004 0.7211 1.0000
2.250 0.7060 0.02486 0.01414 -0.0996 0.7054 1.0000
2.500 0.7312 0.02551 0.01474 -0.0988 0.6905 1.0000
2.750 0.7558 0.02625 0.01543 -0.0981 0.6764 1.0000
3.000 0.7799 0.02708 0.01623 -0.0975 0.6630 1.0000
3.250 0.8033 0.02803 0.01718 -0.0971 0.6503 1.0000
3.500 0.8265 0.02905 0.01824 -0.0967 0.6388 1.0000
3.750 0.8509 0.02997 0.01922 -0.0962 0.6285 1.0000
4.000 0.8754 0.03087 0.02016 -0.0957 0.6188 1.0000
4.250 0.8951 0.03244 0.02185 -0.0956 0.6084 1.0000
4.500 0.9176 0.03372 0.02322 -0.0953 0.6001 1.0000
4.750 0.9396 0.03502 0.02463 -0.0951 0.5916 1.0000
5.000 0.9567 0.03689 0.02673 -0.0949 0.5821 1.0000
5.250 0.9813 0.03772 0.02764 -0.0941 0.5735 1.0000
5.500 1.0008 0.03910 0.02917 -0.0934 0.5634 1.0000
5.750 1.0155 0.04105 0.03130 -0.0929 0.5528 1.0000
6.000 1.0364 0.04217 0.03257 -0.0920 0.5431 1.0000
6.250 1.0619 0.04274 0.03335 -0.0909 0.5341 1.0000
6.500 1.0675 0.04590 0.03675 -0.0907 0.5243 1.0000
6.750 1.0865 0.04718 0.03821 -0.0896 0.5145 1.0000
7.000 1.1353 0.04204 0.03307 -0.0847 0.4877 1.0000
7.250 1.1588 0.04179 0.03298 -0.0826 0.4717 1.0000
7.500 1.1972 0.03730 0.02841 -0.0783 0.4385 1.0000
7.750 1.2232 0.03670 0.02796 -0.0765 0.4224 1.0000
8.000 1.2456 0.03616 0.02762 -0.0744 0.4030 1.0000
8.250 1.2676 0.03464 0.02624 -0.0715 0.3751 1.0000
8.500 1.2820 0.03300 0.02466 -0.0677 0.3356 1.0000
8.750 1.2838 0.03282 0.02479 -0.0635 0.2760 1.0000
9.000 1.2728 0.03495 0.02610 -0.0593 0.1476 1.0000
9.250 1.2574 0.03892 0.02950 -0.0560 0.1145 1.0000
9.500 1.2449 0.04236 0.03288 -0.0530 0.1008 1.0000
9.750 1.2337 0.04594 0.03645 -0.0511 0.0930 1.0000
10.000 1.2264 0.04945 0.04009 -0.0499 0.0866 1.0000
10.250 1.2178 0.05334 0.04401 -0.0494 0.0827 1.0000
10.500 1.2149 0.05677 0.04755 -0.0486 0.0789 1.0000
10.750 1.2135 0.06003 0.05087 -0.0478 0.0754 1.0000
11.000 1.2138 0.06297 0.05370 -0.0464 0.0720 1.0000
11.250 1.2252 0.06487 0.05578 -0.0438 0.0681 1.0000
11.500 1.2467 0.06602 0.05694 -0.0402 0.0634 1.0000
11.750 1.3240 0.06760 0.05864 -0.0350 0.0606 1.0000
12.000 1.3373 0.07184 0.06334 -0.0339 0.0606 1.0000
12.250 1.3415 0.07641 0.06823 -0.0329 0.0609 1.0000
12.500 1.3362 0.08081 0.07299 -0.0322 0.0612 1.0000
12.750 1.3176 0.08491 0.07743 -0.0322 0.0617 1.0000
13.000 1.2948 0.08991 0.08277 -0.0336 0.0622 1.0000
13.250 1.2687 0.09596 0.08913 -0.0363 0.0629 1.0000
13.500 1.2366 0.10344 0.09683 -0.0409 0.0636 1.0000
13.750 1.2011 0.11262 0.10627 -0.0473 0.0646 1.0000
14.000 1.1636 0.12365 0.11748 -0.0554 0.0659 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 177 AIRFOIL (goe177-il)