GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.03 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe265-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe265-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 265 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 -0.2633 0.12280 0.11611 -0.0167 1.0000 0.0981
-9.000 -0.2633 0.12298 0.11639 -0.0191 1.0000 0.0993
-8.750 -0.2672 0.12402 0.11757 -0.0216 1.0000 0.0999
-8.500 -0.2532 0.11762 0.11122 -0.0215 1.0000 0.1010
-8.250 -0.2363 0.11132 0.10492 -0.0205 1.0000 0.1036
-8.000 -0.2284 0.10828 0.10195 -0.0208 1.0000 0.1062
-7.750 -0.2235 0.10600 0.09977 -0.0213 1.0000 0.1089
-7.500 -0.2231 0.10463 0.09853 -0.0217 1.0000 0.1117
-7.250 -0.2279 0.10479 0.09887 -0.0230 1.0000 0.1137
-7.000 -0.2366 0.10616 0.10043 -0.0248 1.0000 0.1145
-6.750 -0.2490 0.10777 0.10221 -0.0257 1.0000 0.1148
-6.500 -0.2469 0.10049 0.09504 -0.0189 1.0000 0.1167
-6.250 -0.2569 0.09888 0.09355 -0.0153 1.0000 0.1182
-6.000 -0.2686 0.09801 0.09279 -0.0125 1.0000 0.1196
-5.750 -0.2784 0.09717 0.09204 -0.0107 1.0000 0.1213
-5.500 -0.2855 0.09624 0.09119 -0.0098 1.0000 0.1233
-5.250 -0.2894 0.09531 0.09033 -0.0101 1.0000 0.1257
-5.000 -0.2862 0.09534 0.09038 -0.0142 1.0000 0.1286
-4.750 -0.2631 0.09223 0.08725 -0.0207 0.9951 0.1308
-4.500 -0.2362 0.08696 0.08196 -0.0229 0.9860 0.1361
-4.250 -0.1818 0.08384 0.07870 -0.0373 0.9735 0.1458
-4.000 -0.1547 0.07943 0.07428 -0.0398 0.9632 0.1533
-3.750 -0.1066 0.07593 0.07064 -0.0503 0.9516 0.1621
-3.500 -0.0518 0.07244 0.06700 -0.0611 0.9408 0.1757
-3.250 -0.0119 0.06966 0.06410 -0.0679 0.9281 0.1901
-3.000 0.0282 0.06674 0.06107 -0.0740 0.9160 0.2051
-2.750 0.0686 0.06313 0.05737 -0.0792 0.9053 0.2213
-2.500 0.1095 0.05969 0.05388 -0.0837 0.8946 0.2453
-2.250 0.1430 0.05715 0.05128 -0.0873 0.8818 0.2711
-1.250 0.2482 0.04624 0.04044 -0.0890 0.8366 0.5075
-1.000 0.2808 0.04318 0.03740 -0.0890 0.8275 0.5714
-0.750 0.3123 0.04134 0.03551 -0.0904 0.8150 0.6100
-0.500 0.3433 0.03970 0.03384 -0.0918 0.8021 0.6381
-0.250 0.4006 0.03844 0.03233 -0.0993 0.7894 0.6374
0.000 0.5407 0.04049 0.03286 -0.1252 0.7730 0.3747
0.250 0.6009 0.04008 0.03163 -0.1297 0.7618 0.2792
0.500 0.6385 0.03917 0.03037 -0.1306 0.7499 0.2670
0.750 0.6671 0.03890 0.02986 -0.1306 0.7361 0.2612
1.000 0.6961 0.03878 0.02946 -0.1306 0.7233 0.2636
1.250 0.7281 0.03828 0.02872 -0.1304 0.7121 0.2687
1.500 0.7607 0.03797 0.02807 -0.1301 0.7008 0.2795
1.750 0.7842 0.03838 0.02834 -0.1296 0.6873 0.2884
2.000 0.8085 0.03887 0.02866 -0.1290 0.6748 0.2988
2.250 0.8436 0.03811 0.02773 -0.1281 0.6668 0.3176
2.500 0.8616 0.03923 0.02883 -0.1274 0.6534 0.3283
2.750 0.8793 0.04034 0.03001 -0.1267 0.6415 0.3479
3.000 0.9125 0.03963 0.02935 -0.1256 0.6346 0.3802
3.250 0.9255 0.04139 0.03134 -0.1253 0.6220 0.4112
3.500 0.9382 0.04237 0.03322 -0.1245 0.6116 1.0000
3.750 0.9675 0.04303 0.03350 -0.1235 0.6043 1.0000
4.000 0.9722 0.04633 0.03670 -0.1233 0.5931 1.0000
4.250 1.0060 0.04627 0.03637 -0.1221 0.5872 1.0000
4.500 0.9958 0.05133 0.04149 -0.1224 0.5762 1.0000
4.750 1.0294 0.05138 0.04139 -0.1213 0.5711 1.0000
5.000 0.9974 0.05885 0.04898 -0.1223 0.5609 1.0000
5.250 1.0347 0.05858 0.04861 -0.1211 0.5555 1.0000
5.500 0.9879 0.06723 0.05736 -0.1219 0.5499 1.0000
5.750 0.9730 0.07232 0.06247 -0.1220 0.5464 1.0000
6.000 0.9857 0.07493 0.06506 -0.1217 0.5416 1.0000
6.250 0.9980 0.07777 0.06791 -0.1215 0.5374 1.0000
6.500 0.9869 0.08284 0.07301 -0.1219 0.5373 1.0000
6.750 0.9798 0.08750 0.07771 -0.1223 0.5373 1.0000
7.000 0.9752 0.09194 0.08218 -0.1227 0.5374 1.0000
7.250 0.9675 0.09635 0.08663 -0.1229 0.5369 1.0000
7.500 0.9567 0.10058 0.09091 -0.1229 0.5348 1.0000
7.750 0.9513 0.10444 0.09481 -0.1228 0.5317 1.0000
8.000 0.9525 0.10817 0.09858 -0.1230 0.5288 1.0000
8.250 1.0205 0.10241 0.09276 -0.1165 0.4696 1.0000
8.500 1.0394 0.10390 0.09430 -0.1151 0.4561 1.0000
8.750 1.0604 0.10504 0.09549 -0.1135 0.4418 1.0000
9.250 1.0496 0.11291 0.10348 -0.1130 0.4192 1.0000
9.500 1.0571 0.11596 0.10662 -0.1124 0.4079 1.0000
9.750 1.0804 0.11745 0.10818 -0.1110 0.3958 1.0000
10.000 1.0506 0.12525 0.11603 -0.1133 0.3926 1.0000
10.250 1.0377 0.13148 0.12232 -0.1149 0.3916 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 265 AIRFOIL (goe265-il)