GOE 187 (SCHTTE-LANZ 2U10) AIRFOIL (goe187-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 187 (SCHTTE-LANZ 2U10) AIRFOIL (goe187-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.83 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe187-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe187-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 187 (SCHTTE-LANZ 2U10) 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 -0.3871 0.11713 0.11050 -0.0105 1.0000 0.1046
-8.750 -0.3904 0.11586 0.10933 -0.0136 1.0000 0.1072
-8.500 -0.3975 0.11509 0.10869 -0.0173 1.0000 0.1080
-8.250 -0.3728 0.10765 0.10123 -0.0136 1.0000 0.1171
-8.000 -0.3767 0.10610 0.09979 -0.0162 1.0000 0.1211
-7.750 -0.3829 0.10525 0.09907 -0.0219 1.0000 0.1224
-7.500 -0.3649 0.09909 0.09293 -0.0167 1.0000 0.1328
-7.250 -0.3686 0.09799 0.09194 -0.0235 1.0000 0.1366
-7.000 -0.3552 0.09285 0.08682 -0.0193 1.0000 0.1461
-6.750 -0.3568 0.09196 0.08599 -0.0280 1.0000 0.1513
-6.500 -0.3453 0.08701 0.08114 -0.0230 1.0000 0.1630
-6.250 -0.3388 0.08357 0.07779 -0.0230 1.0000 0.1716
-5.500 -0.3247 0.07523 0.06968 -0.0258 1.0000 0.2110
-5.000 -0.3180 0.07068 0.06526 -0.0252 1.0000 0.2526
-4.750 0.0164 0.04419 0.03803 -0.0194 1.0000 1.0000
-4.500 0.0289 0.04207 0.03598 -0.0207 1.0000 1.0000
-4.250 0.0412 0.04003 0.03402 -0.0220 1.0000 1.0000
-4.000 0.0534 0.03808 0.03214 -0.0233 1.0000 1.0000
-3.750 0.0652 0.03623 0.03038 -0.0246 1.0000 1.0000
-3.500 0.0249 0.03736 0.03173 -0.0137 1.0000 0.9746
-3.250 -0.0215 0.03849 0.03313 -0.0025 1.0000 0.9441
-3.000 -0.0647 0.03910 0.03403 0.0070 1.0000 0.9171
-2.750 -0.1080 0.03968 0.03486 0.0164 1.0000 0.9021
-2.500 -0.1490 0.04003 0.03541 0.0249 1.0000 0.8906
-2.250 -0.1921 0.04028 0.03585 0.0339 1.0000 0.8872
-2.000 -0.2340 0.04012 0.03586 0.0422 1.0000 0.8773
-1.750 -0.2885 0.04006 0.03601 0.0530 1.0000 0.8727
-1.500 -0.0491 0.03657 0.02922 -0.0448 1.0000 0.2624
-1.250 0.0203 0.03472 0.02622 -0.0514 0.9910 0.1840
-1.000 0.0868 0.03321 0.02387 -0.0571 0.9774 0.1490
-0.750 0.1466 0.03168 0.02182 -0.0623 0.9632 0.1399
-0.500 0.2034 0.03052 0.02022 -0.0668 0.9479 0.1338
-0.250 0.2608 0.02942 0.01878 -0.0711 0.9327 0.1314
0.000 0.3167 0.02839 0.01761 -0.0755 0.9170 0.1436
0.250 0.3746 0.02746 0.01655 -0.0803 0.9012 0.1615
0.500 0.4302 0.02455 0.01582 -0.0843 0.8864 1.0000
0.750 0.4689 0.02487 0.01549 -0.0852 0.8653 1.0000
1.000 0.5118 0.02499 0.01513 -0.0869 0.8463 1.0000
1.250 0.5504 0.02512 0.01495 -0.0880 0.8278 1.0000
1.500 0.5790 0.02553 0.01517 -0.0876 0.8068 1.0000
1.750 0.6112 0.02575 0.01521 -0.0875 0.7890 1.0000
2.000 0.6418 0.02601 0.01532 -0.0871 0.7725 1.0000
2.250 0.6650 0.02671 0.01592 -0.0862 0.7536 1.0000
2.500 0.6901 0.02732 0.01645 -0.0855 0.7371 1.0000
2.750 0.7151 0.02798 0.01708 -0.0848 0.7220 1.0000
3.000 0.7395 0.02872 0.01776 -0.0841 0.7077 1.0000
3.250 0.7634 0.02954 0.01855 -0.0835 0.6943 1.0000
3.500 0.7873 0.03040 0.01941 -0.0829 0.6820 1.0000
3.750 0.8135 0.03106 0.02005 -0.0823 0.6713 1.0000
4.000 0.8357 0.03211 0.02119 -0.0818 0.6594 1.0000
4.250 0.8549 0.03352 0.02267 -0.0814 0.6473 1.0000
4.500 0.8745 0.03492 0.02416 -0.0810 0.6361 1.0000
4.750 0.8962 0.03596 0.02526 -0.0803 0.6247 1.0000
5.000 0.9206 0.03654 0.02590 -0.0792 0.6126 1.0000
5.250 0.9462 0.03686 0.02634 -0.0779 0.6001 1.0000
5.500 0.9700 0.03741 0.02699 -0.0767 0.5874 1.0000
5.750 0.9893 0.03852 0.02824 -0.0756 0.5742 1.0000
6.000 1.0110 0.03920 0.02905 -0.0743 0.5604 1.0000
6.250 1.0355 0.03941 0.02944 -0.0727 0.5459 1.0000
6.500 1.0635 0.03894 0.02907 -0.0708 0.5301 1.0000
6.750 1.0806 0.03963 0.02995 -0.0689 0.5109 1.0000
7.000 1.1111 0.03848 0.02887 -0.0666 0.4915 1.0000
7.250 1.1377 0.03796 0.02850 -0.0645 0.4716 1.0000
7.500 1.1613 0.03797 0.02864 -0.0626 0.4507 1.0000
7.750 1.1865 0.03795 0.02873 -0.0608 0.4289 1.0000
8.000 1.2120 0.03808 0.02892 -0.0590 0.4051 1.0000
8.250 1.2299 0.03912 0.03012 -0.0570 0.3793 1.0000
8.500 1.2481 0.04033 0.03151 -0.0551 0.3542 1.0000
8.750 1.2719 0.04114 0.03233 -0.0535 0.3319 1.0000
9.000 1.2831 0.04322 0.03471 -0.0516 0.3126 1.0000
9.250 1.2985 0.04504 0.03677 -0.0500 0.2972 1.0000
9.500 1.3117 0.04722 0.03922 -0.0484 0.2849 1.0000
9.750 1.3382 0.04520 0.03716 -0.0464 0.2612 1.0000
10.000 1.3486 0.04528 0.03746 -0.0440 0.2417 1.0000
10.250 1.3565 0.04411 0.03626 -0.0409 0.2164 1.0000
10.500 1.3535 0.04412 0.03618 -0.0373 0.1912 1.0000
10.750 1.3467 0.04586 0.03778 -0.0337 0.1664 1.0000
11.000 1.3327 0.04872 0.04041 -0.0297 0.1411 1.0000
11.250 1.3162 0.05220 0.04398 -0.0263 0.1232 1.0000
11.500 1.3054 0.05566 0.04740 -0.0240 0.1087 1.0000
11.750 1.2994 0.05921 0.05096 -0.0224 0.0977 1.0000
12.000 1.3013 0.06280 0.05454 -0.0209 0.0884 1.0000
12.250 1.2981 0.06697 0.05901 -0.0198 0.0834 1.0000
12.500 1.3089 0.07110 0.06313 -0.0184 0.0778 1.0000
12.750 1.2933 0.07602 0.06842 -0.0183 0.0771 1.0000
13.000 1.2754 0.08145 0.07418 -0.0191 0.0767 1.0000
13.250 1.2557 0.08742 0.08043 -0.0206 0.0767 1.0000
13.500 1.2344 0.09396 0.08721 -0.0230 0.0769 1.0000
13.750 1.2123 0.10107 0.09451 -0.0261 0.0775 1.0000
14.000 1.1902 0.10870 0.10229 -0.0298 0.0781 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 187 (SCHTTE-LANZ 2U10) AIRFOIL (goe187-il)