GOE 264 AIRFOIL (goe264-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 264 AIRFOIL (goe264-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.15 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe264-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe264-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 264 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 -0.3389 0.12114 0.11421 -0.0189 1.0000 0.0998
-8.750 -0.3430 0.12140 0.11458 -0.0214 1.0000 0.1008
-8.500 -0.3497 0.12208 0.11540 -0.0241 1.0000 0.1012
-8.250 -0.3191 0.11067 0.10390 -0.0204 1.0000 0.1068
-8.000 -0.3152 0.10823 0.10152 -0.0210 1.0000 0.1109
-7.750 -0.3179 0.10731 0.10072 -0.0221 1.0000 0.1139
-7.500 -0.3215 0.10790 0.10143 -0.0264 1.0000 0.1153
-7.250 -0.3126 0.10221 0.09580 -0.0244 1.0000 0.1174
-7.000 -0.3045 0.09817 0.09180 -0.0228 1.0000 0.1213
-6.750 -0.3012 0.09586 0.08957 -0.0234 1.0000 0.1253
-6.500 -0.2995 0.09518 0.08897 -0.0271 1.0000 0.1290
-6.250 -0.2948 0.09317 0.08704 -0.0299 1.0000 0.1307
-6.000 -0.2903 0.08838 0.08229 -0.0254 1.0000 0.1347
-5.750 -0.2848 0.08627 0.08022 -0.0265 1.0000 0.1412
-5.500 -0.2762 0.08441 0.07841 -0.0305 1.0000 0.1454
-5.250 -0.2731 0.08077 0.07484 -0.0272 1.0000 0.1510
-4.750 -0.2542 0.07556 0.06968 -0.0302 1.0000 0.1626
-4.500 -0.2311 0.07420 0.06820 -0.0370 1.0000 0.1728
-4.250 -0.2302 0.07019 0.06431 -0.0330 1.0000 0.1772
-4.000 -0.2121 0.06777 0.06185 -0.0364 1.0000 0.1888
-3.750 -0.1955 0.06531 0.05934 -0.0386 1.0000 0.2025
-3.500 -0.1791 0.06280 0.05680 -0.0404 1.0000 0.2166
-3.250 -0.1625 0.06026 0.05424 -0.0419 1.0000 0.2310
-3.000 -0.1477 0.05761 0.05160 -0.0427 1.0000 0.2463
-2.750 -0.1257 0.05588 0.04977 -0.0457 1.0000 0.2723
-2.500 -0.1171 0.05281 0.04681 -0.0444 1.0000 0.2925
-2.250 -0.1023 0.05049 0.04450 -0.0450 1.0000 0.3336
-0.250 0.3720 0.03618 0.02718 -0.1101 0.9169 0.2407
0.000 0.4330 0.03484 0.02531 -0.1157 0.9013 0.2169
0.250 0.4898 0.03350 0.02364 -0.1206 0.8859 0.2172
0.500 0.5428 0.03220 0.02212 -0.1244 0.8706 0.2237
0.750 0.5913 0.03115 0.02069 -0.1268 0.8550 0.2284
1.000 0.6347 0.03009 0.01945 -0.1281 0.8393 0.2445
1.250 0.6661 0.02945 0.01881 -0.1279 0.8204 0.2694
1.500 0.6998 0.02859 0.01797 -0.1277 0.8034 0.3019
1.750 0.7307 0.02644 0.01723 -0.1276 0.7881 0.6028
2.000 0.7588 0.02633 0.01675 -0.1255 0.7710 1.0000
2.250 0.7887 0.02651 0.01661 -0.1247 0.7546 1.0000
2.500 0.8173 0.02675 0.01665 -0.1239 0.7387 1.0000
2.750 0.8450 0.02708 0.01686 -0.1231 0.7234 1.0000
3.000 0.8718 0.02749 0.01716 -0.1223 0.7084 1.0000
3.250 0.8979 0.02803 0.01763 -0.1216 0.6940 1.0000
3.500 0.9231 0.02871 0.01827 -0.1209 0.6801 1.0000
3.750 0.9476 0.02954 0.01913 -0.1204 0.6666 1.0000
4.000 0.9712 0.03054 0.02014 -0.1199 0.6540 1.0000
4.250 0.9949 0.03159 0.02123 -0.1194 0.6423 1.0000
4.500 1.0221 0.03227 0.02192 -0.1189 0.6327 1.0000
4.750 1.0432 0.03370 0.02350 -0.1185 0.6216 1.0000
5.000 1.0617 0.03556 0.02550 -0.1183 0.6114 1.0000
5.250 1.0904 0.03624 0.02622 -0.1179 0.6043 1.0000
5.500 1.1019 0.03890 0.02910 -0.1177 0.5937 1.0000
5.750 1.1214 0.04074 0.03109 -0.1174 0.5862 1.0000
6.000 1.1324 0.04363 0.03422 -0.1174 0.5784 1.0000
6.250 1.1496 0.04584 0.03660 -0.1171 0.5722 1.0000
6.500 1.1457 0.05037 0.04133 -0.1169 0.5640 1.0000
6.750 1.1750 0.05134 0.04249 -0.1166 0.5595 1.0000
7.000 1.1122 0.06262 0.05378 -0.1174 0.5532 1.0000
7.250 1.0816 0.06978 0.06093 -0.1175 0.5502 1.0000
7.500 1.0704 0.07503 0.06624 -0.1178 0.5485 1.0000
7.750 1.0427 0.08195 0.07317 -0.1187 0.5528 1.0000
8.000 1.0353 0.08692 0.07822 -0.1193 0.5551 1.0000
8.250 1.0317 0.09147 0.08286 -0.1198 0.5563 1.0000
8.500 1.0263 0.09588 0.08737 -0.1201 0.5561 1.0000
8.750 1.0198 0.10012 0.09171 -0.1201 0.5544 1.0000
9.000 1.0193 0.10452 0.09623 -0.1208 0.5561 1.0000
9.250 1.0317 0.10706 0.09896 -0.1199 0.5418 1.0000
9.500 1.0413 0.11175 0.10385 -0.1212 0.5442 1.0000
9.750 1.0449 0.11468 0.10696 -0.1201 0.5288 1.0000
10.000 1.0453 0.11818 0.11067 -0.1196 0.5167 1.0000
10.250 1.0378 0.12352 0.11613 -0.1206 0.5168 1.0000
10.500 1.0179 0.12899 0.12164 -0.1216 0.5204 1.0000
10.750 1.4415 0.05955 0.04971 -0.0635 0.0820 1.0000
11.000 1.4737 0.06424 0.05462 -0.0638 0.0804 1.0000
11.250 1.4871 0.06910 0.05977 -0.0627 0.0793 1.0000
11.500 1.4830 0.07275 0.06388 -0.0600 0.0789 1.0000
11.750 1.4753 0.07661 0.06819 -0.0573 0.0787 1.0000
12.000 1.4632 0.08047 0.07238 -0.0545 0.0787 1.0000
12.250 1.4497 0.08466 0.07686 -0.0522 0.0789 1.0000
12.500 1.4372 0.08937 0.08181 -0.0507 0.0792 1.0000
12.750 1.4216 0.09407 0.08681 -0.0497 0.0797 1.0000
13.000 1.3785 0.09826 0.09137 -0.0500 0.0807 1.0000
13.250 1.3025 0.10845 0.10203 -0.0572 0.0854 1.0000
13.500 1.2677 0.11808 0.11184 -0.0630 0.0877 1.0000
13.750 1.2416 0.12759 0.12145 -0.0686 0.0896 1.0000
14.000 1.2258 0.13620 0.13010 -0.0729 0.0911 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 264 AIRFOIL (goe264-il)