GOE 178 AIRFOIL (goe178-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 178 AIRFOIL (goe178-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.93 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe178-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe178-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 178 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3506 0.10057 0.09405 -0.0195 1.0000 0.1054
-7.500 -0.3555 0.09894 0.09256 -0.0234 1.0000 0.1083
-7.250 -0.3549 0.09675 0.09045 -0.0302 1.0000 0.1092
-7.000 -0.3395 0.09152 0.08521 -0.0232 1.0000 0.1147
-6.750 -0.3342 0.08867 0.08242 -0.0251 1.0000 0.1195
-6.500 -0.3321 0.08658 0.08040 -0.0342 1.0000 0.1236
-6.250 -0.3245 0.08268 0.07657 -0.0350 1.0000 0.1245
-5.750 -0.2963 0.07119 0.06491 -0.0433 1.0000 0.0789
-5.500 -0.2848 0.06749 0.06118 -0.0449 1.0000 0.0787
-5.250 -0.2708 0.06365 0.05727 -0.0474 1.0000 0.0787
-5.000 -0.2580 0.06018 0.05377 -0.0483 1.0000 0.0778
-4.750 -0.2434 0.05668 0.05021 -0.0496 1.0000 0.0760
-4.500 -0.2253 0.05294 0.04633 -0.0518 1.0000 0.0744
-4.250 -0.2045 0.04916 0.04234 -0.0544 1.0000 0.0732
-4.000 -0.1581 0.04443 0.03713 -0.0620 0.9909 0.0755
-3.750 -0.1085 0.03991 0.03201 -0.0691 0.9801 0.0770
-3.500 -0.0608 0.03605 0.02757 -0.0749 0.9687 0.0767
-3.250 -0.0141 0.03283 0.02373 -0.0797 0.9564 0.0772
-3.000 0.0314 0.03017 0.02043 -0.0837 0.9432 0.0783
-2.750 0.0735 0.02812 0.01794 -0.0867 0.9277 0.0811
-2.500 0.1114 0.02686 0.01654 -0.0888 0.9093 0.0871
-2.250 0.1503 0.02539 0.01463 -0.0905 0.8905 0.0919
-2.000 0.1857 0.02407 0.01300 -0.0914 0.8690 0.0957
-1.750 0.2214 0.02297 0.01176 -0.0922 0.8490 0.1020
-1.500 0.2553 0.02202 0.01054 -0.0926 0.8265 0.1120
-1.250 0.2882 0.02120 0.00960 -0.0928 0.8051 0.1294
-1.000 0.3177 0.02072 0.00909 -0.0927 0.7812 0.1629
-0.500 0.3738 0.01967 0.00835 -0.0923 0.7374 0.2807
-0.250 0.3947 0.01751 0.00804 -0.0899 0.7186 1.0000
0.000 0.4227 0.01774 0.00772 -0.0894 0.7009 1.0000
0.250 0.4503 0.01799 0.00756 -0.0889 0.6848 1.0000
0.500 0.4776 0.01826 0.00750 -0.0885 0.6699 1.0000
0.750 0.5049 0.01856 0.00751 -0.0882 0.6561 1.0000
1.000 0.5321 0.01888 0.00760 -0.0880 0.6433 1.0000
1.250 0.5594 0.01922 0.00773 -0.0878 0.6317 1.0000
1.500 0.5867 0.01957 0.00790 -0.0876 0.6214 1.0000
1.750 0.6141 0.01992 0.00809 -0.0874 0.6117 1.0000
2.000 0.6415 0.02032 0.00839 -0.0874 0.6015 1.0000
2.250 0.6691 0.02071 0.00867 -0.0873 0.5928 1.0000
2.500 0.6962 0.02112 0.00901 -0.0872 0.5835 1.0000
2.750 0.7231 0.02156 0.00940 -0.0870 0.5743 1.0000
3.000 0.7502 0.02194 0.00971 -0.0867 0.5657 1.0000
3.250 0.7762 0.02240 0.01018 -0.0865 0.5550 1.0000
3.500 0.8024 0.02285 0.01061 -0.0862 0.5452 1.0000
3.750 0.8290 0.02326 0.01099 -0.0859 0.5363 1.0000
4.000 0.8545 0.02378 0.01160 -0.0856 0.5264 1.0000
4.250 0.8807 0.02426 0.01209 -0.0853 0.5182 1.0000
4.500 0.9064 0.02481 0.01272 -0.0850 0.5094 1.0000
4.750 0.9320 0.02538 0.01341 -0.0847 0.5013 1.0000
5.000 0.9577 0.02594 0.01405 -0.0844 0.4932 1.0000
5.250 0.9825 0.02660 0.01487 -0.0841 0.4848 1.0000
5.500 1.0083 0.02717 0.01556 -0.0837 0.4773 1.0000
5.750 1.0322 0.02793 0.01654 -0.0834 0.4684 1.0000
6.000 1.0582 0.02850 0.01720 -0.0829 0.4613 1.0000
6.250 1.0808 0.02942 0.01840 -0.0825 0.4523 1.0000
6.500 1.1065 0.02997 0.01910 -0.0820 0.4449 1.0000
6.750 1.1284 0.03077 0.02018 -0.0813 0.4341 1.0000
7.000 1.1506 0.03146 0.02110 -0.0805 0.4233 1.0000
7.250 1.1743 0.03189 0.02171 -0.0797 0.4128 1.0000
7.500 1.1974 0.03211 0.02215 -0.0785 0.4003 1.0000
7.750 1.2147 0.03233 0.02267 -0.0769 0.3807 1.0000
8.000 1.2325 0.03227 0.02285 -0.0751 0.3595 1.0000
8.250 1.2464 0.03202 0.02278 -0.0728 0.3275 1.0000
8.500 1.2572 0.03234 0.02323 -0.0704 0.2809 1.0000
8.750 1.2592 0.03368 0.02408 -0.0674 0.2017 1.0000
9.000 1.2408 0.03772 0.02705 -0.0642 0.0913 1.0000
9.250 1.2269 0.04140 0.03053 -0.0614 0.0741 1.0000
9.500 1.2132 0.04516 0.03428 -0.0594 0.0672 1.0000
9.750 1.2024 0.04906 0.03831 -0.0586 0.0621 1.0000
10.000 1.1914 0.05341 0.04284 -0.0587 0.0585 1.0000
10.250 1.1799 0.05817 0.04774 -0.0594 0.0561 1.0000
10.500 1.1682 0.06314 0.05281 -0.0603 0.0543 1.0000
10.750 1.1610 0.06755 0.05741 -0.0609 0.0522 1.0000
11.000 1.1567 0.07154 0.06158 -0.0612 0.0500 1.0000
11.250 1.1530 0.07537 0.06554 -0.0613 0.0476 1.0000
11.500 1.1499 0.07904 0.06930 -0.0614 0.0453 1.0000
11.750 1.1471 0.08251 0.07278 -0.0611 0.0432 1.0000
12.000 1.1498 0.08529 0.07568 -0.0604 0.0409 1.0000
12.250 1.1553 0.08772 0.07829 -0.0594 0.0388 1.0000
12.500 1.1637 0.08965 0.08036 -0.0578 0.0372 1.0000
12.750 1.1743 0.09133 0.08216 -0.0559 0.0358 1.0000
13.000 1.1882 0.09256 0.08342 -0.0535 0.0343 1.0000
13.250 1.1957 0.09541 0.08655 -0.0526 0.0332 1.0000
13.500 1.1976 0.09918 0.09063 -0.0528 0.0322 1.0000
13.750 1.1963 0.10348 0.09527 -0.0536 0.0313 1.0000
14.000 1.1924 0.10827 0.10030 -0.0550 0.0307 1.0000
14.250 1.1861 0.11358 0.10585 -0.0570 0.0304 1.0000
14.500 1.1778 0.11946 0.11197 -0.0596 0.0302 1.0000
14.750 1.1673 0.12601 0.11874 -0.0629 0.0302 1.0000
15.000 1.1550 0.13327 0.12622 -0.0670 0.0303 1.0000
15.250 1.1415 0.14131 0.13445 -0.0719 0.0305 1.0000
15.500 1.1273 0.15015 0.14346 -0.0775 0.0308 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 178 AIRFOIL (goe178-il)