GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.71 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe240-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe240-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 240 (KOLLER) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3390 0.11964 0.11262 -0.0220 1.0000 0.1103
-9.000 -0.3426 0.11910 0.11217 -0.0240 1.0000 0.1127
-8.750 -0.3522 0.11963 0.11285 -0.0262 1.0000 0.1134
-8.500 -0.3275 0.11111 0.10429 -0.0240 1.0000 0.1177
-8.250 -0.3223 0.10823 0.10146 -0.0240 1.0000 0.1220
-8.000 -0.3250 0.10677 0.10010 -0.0247 1.0000 0.1257
-7.750 -0.3364 0.10691 0.10042 -0.0259 1.0000 0.1274
-7.500 -0.3350 0.10380 0.09741 -0.0262 1.0000 0.1292
-7.250 -0.3220 0.09880 0.09242 -0.0233 1.0000 0.1350
-7.000 -0.3245 0.09725 0.09097 -0.0240 1.0000 0.1402
-6.750 -0.3325 0.09786 0.09172 -0.0288 1.0000 0.1428
-6.500 -0.3223 0.09190 0.08580 -0.0231 1.0000 0.1488
-6.250 -0.3236 0.09034 0.08433 -0.0238 1.0000 0.1554
-6.000 -0.3261 0.08910 0.08319 -0.0267 1.0000 0.1588
-5.750 -0.3226 0.08520 0.07935 -0.0220 1.0000 0.1646
-5.500 -0.3223 0.08475 0.07892 -0.0262 1.0000 0.1723
-5.000 -0.3179 0.07884 0.07313 -0.0224 1.0000 0.1848
-4.750 -0.3132 0.07616 0.07048 -0.0229 1.0000 0.1912
-4.500 -0.3018 0.07429 0.06857 -0.0264 1.0000 0.2034
-4.250 -0.2984 0.07110 0.06544 -0.0230 1.0000 0.2126
-4.000 -0.2885 0.06852 0.06287 -0.0237 1.0000 0.2279
-3.750 -0.2747 0.06601 0.06030 -0.0260 1.0000 0.2484
-3.500 -0.2669 0.06313 0.05746 -0.0242 1.0000 0.2666
-3.250 -0.2533 0.06061 0.05493 -0.0250 1.0000 0.2940
-3.000 -0.2426 0.05799 0.05234 -0.0240 1.0000 0.3244
-2.750 -0.2331 0.05558 0.04997 -0.0225 1.0000 0.3677
-2.500 -0.2302 0.05290 0.04740 -0.0180 1.0000 0.4146
-2.000 -0.2317 0.04783 0.04258 -0.0058 1.0000 0.5348
-1.750 -0.2304 0.04538 0.04023 -0.0002 1.0000 0.5926
-1.500 -0.2270 0.04284 0.03779 0.0050 1.0000 0.6390
-1.250 -0.2151 0.04043 0.03543 0.0074 1.0000 0.6755
-1.000 -0.1858 0.03814 0.03311 0.0043 1.0000 0.7000
-0.750 0.0499 0.03888 0.03134 -0.0588 1.0000 0.2993
-0.500 0.0979 0.03792 0.02941 -0.0634 1.0000 0.2156
-0.250 0.1307 0.03711 0.02799 -0.0651 1.0000 0.1875
0.000 0.1893 0.03587 0.02621 -0.0712 0.9901 0.1715
0.250 0.2482 0.03494 0.02490 -0.0773 0.9777 0.1653
0.500 0.3039 0.03451 0.02409 -0.0827 0.9635 0.1703
0.750 0.3574 0.03412 0.02334 -0.0873 0.9488 0.1760
1.000 0.4071 0.03381 0.02281 -0.0911 0.9341 0.1863
1.250 0.4542 0.03338 0.02243 -0.0946 0.9196 0.2111
1.500 0.4961 0.03082 0.02188 -0.0969 0.9066 1.0000
1.750 0.5375 0.03143 0.02166 -0.0988 0.8904 1.0000
2.000 0.5781 0.03196 0.02193 -0.1012 0.8744 1.0000
2.250 0.6191 0.03240 0.02222 -0.1035 0.8585 1.0000
2.500 0.6607 0.03273 0.02245 -0.1057 0.8427 1.0000
2.750 0.7027 0.03296 0.02262 -0.1076 0.8270 1.0000
3.000 0.7322 0.03349 0.02315 -0.1077 0.8087 1.0000
3.250 0.7648 0.03384 0.02350 -0.1080 0.7910 1.0000
3.500 0.7991 0.03399 0.02368 -0.1081 0.7736 1.0000
3.750 0.8349 0.03395 0.02370 -0.1081 0.7564 1.0000
4.000 0.8746 0.03332 0.02311 -0.1077 0.7386 1.0000
4.250 0.9005 0.03322 0.02305 -0.1057 0.7154 1.0000
4.500 0.9379 0.03211 0.02198 -0.1042 0.6950 1.0000
4.750 0.9647 0.03177 0.02172 -0.1021 0.6725 1.0000
5.000 0.9950 0.03120 0.02121 -0.1004 0.6517 1.0000
5.250 1.0237 0.03079 0.02084 -0.0986 0.6307 1.0000
5.500 1.0508 0.03048 0.02062 -0.0967 0.6083 1.0000
5.750 1.0782 0.03024 0.02041 -0.0950 0.5857 1.0000
6.000 1.1074 0.02993 0.02009 -0.0933 0.5626 1.0000
6.250 1.1312 0.03028 0.02046 -0.0916 0.5372 1.0000
6.500 1.1573 0.03069 0.02088 -0.0901 0.5129 1.0000
6.750 1.1815 0.03142 0.02162 -0.0887 0.4885 1.0000
7.000 1.2022 0.03255 0.02283 -0.0871 0.4651 1.0000
7.250 1.2259 0.03342 0.02371 -0.0858 0.4440 1.0000
7.500 1.2471 0.03440 0.02480 -0.0844 0.4240 1.0000
7.750 1.2664 0.03548 0.02602 -0.0829 0.4053 1.0000
8.000 1.2877 0.03641 0.02704 -0.0815 0.3882 1.0000
8.250 1.3084 0.03752 0.02829 -0.0802 0.3730 1.0000
8.500 1.3277 0.03896 0.02998 -0.0790 0.3598 1.0000
8.750 1.3472 0.04002 0.03120 -0.0775 0.3445 1.0000
9.000 1.3688 0.03996 0.03108 -0.0757 0.3225 1.0000
9.250 1.3819 0.04022 0.03145 -0.0731 0.2990 1.0000
9.500 1.3925 0.04044 0.03176 -0.0703 0.2745 1.0000
9.750 1.3967 0.04045 0.03179 -0.0667 0.2463 1.0000
10.000 1.3930 0.04105 0.03249 -0.0623 0.2162 1.0000
10.250 1.3823 0.04251 0.03368 -0.0573 0.1816 1.0000
10.500 1.3684 0.04521 0.03614 -0.0525 0.1502 1.0000
10.750 1.3588 0.04801 0.03887 -0.0486 0.1284 1.0000
11.000 1.3556 0.05070 0.04148 -0.0457 0.1133 1.0000
11.250 1.3586 0.05368 0.04461 -0.0434 0.1025 1.0000
11.500 1.3676 0.05678 0.04781 -0.0416 0.0950 1.0000
11.750 1.3734 0.05981 0.05102 -0.0398 0.0895 1.0000
12.000 1.3795 0.06309 0.05440 -0.0382 0.0853 1.0000
12.250 1.3721 0.06713 0.05884 -0.0366 0.0830 1.0000
12.500 1.3635 0.07128 0.06330 -0.0354 0.0811 1.0000
12.750 1.3535 0.07561 0.06789 -0.0347 0.0795 1.0000
13.000 1.3406 0.08040 0.07293 -0.0345 0.0786 1.0000
13.250 1.3142 0.08699 0.07986 -0.0357 0.0794 1.0000
13.500 1.2743 0.09612 0.08935 -0.0394 0.0823 1.0000
13.750 1.2428 0.10504 0.09848 -0.0437 0.0843 1.0000
14.000 1.2165 0.11403 0.10758 -0.0482 0.0858 1.0000
14.250 1.1944 0.12303 0.11664 -0.0528 0.0868 1.0000
14.500 1.1166 0.15003 0.14355 -0.0712 0.0985 1.0000
14.750 1.0749 0.17015 0.16344 -0.0845 0.1094 1.0000
15.000 1.0717 0.17728 0.17054 -0.0880 0.1099 1.0000
15.250 1.0569 0.18840 0.18156 -0.0956 0.1193 1.0000
15.500 1.0598 0.19458 0.18773 -0.0981 0.1221 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il)