GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.12 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe269-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe269-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 269 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3513 0.10990 0.10293 -0.0129 1.0000 0.1155
-8.000 -0.3494 0.10808 0.10118 -0.0145 1.0000 0.1194
-7.750 -0.3533 0.10836 0.10158 -0.0192 1.0000 0.1215
-7.500 -0.3419 0.10275 0.09602 -0.0177 1.0000 0.1242
-7.250 -0.3311 0.09888 0.09216 -0.0170 1.0000 0.1293
-7.000 -0.3256 0.09686 0.09021 -0.0199 1.0000 0.1344
-6.750 -0.3194 0.09710 0.09054 -0.0293 1.0000 0.1370
-6.500 -0.3102 0.09068 0.08416 -0.0229 1.0000 0.1405
-6.250 -0.3016 0.08775 0.08129 -0.0232 1.0000 0.1460
-6.000 -0.2898 0.08802 0.08159 -0.0335 1.0000 0.1517
-5.750 -0.2867 0.08249 0.07617 -0.0267 1.0000 0.1553
-5.500 -0.2785 0.08025 0.07398 -0.0279 1.0000 0.1638
-5.250 -0.2711 0.07752 0.07131 -0.0291 1.0000 0.1691
-5.000 -0.2643 0.07515 0.06897 -0.0287 1.0000 0.1778
-4.750 -0.2562 0.07259 0.06646 -0.0300 1.0000 0.1840
-4.500 -0.2401 0.07118 0.06498 -0.0347 1.0000 0.1960
-4.250 -0.2408 0.06778 0.06172 -0.0300 1.0000 0.2007
-4.000 -0.2281 0.06561 0.05952 -0.0322 1.0000 0.2127
-3.500 -0.2061 0.06107 0.05500 -0.0334 1.0000 0.2423
-3.250 -0.1983 0.05873 0.05270 -0.0321 1.0000 0.2608
-3.000 -0.1867 0.05660 0.05058 -0.0323 1.0000 0.2896
-2.750 -0.1740 0.05500 0.04898 -0.0324 1.0000 0.3323
-2.500 -0.1697 0.05244 0.04655 -0.0292 1.0000 0.3667
-2.250 -0.1648 0.05069 0.04488 -0.0259 1.0000 0.4259
-2.000 -0.1653 0.04814 0.04250 -0.0204 1.0000 0.4749
-1.750 -0.1639 0.04581 0.04028 -0.0150 1.0000 0.5262
-1.500 -0.1553 0.04367 0.03822 -0.0120 1.0000 0.5816
-1.250 -0.1483 0.04136 0.03600 -0.0081 1.0000 0.6231
-1.000 -0.1355 0.03919 0.03390 -0.0061 1.0000 0.6638
-0.750 -0.1114 0.03724 0.03197 -0.0074 1.0000 0.6942
-0.500 0.1356 0.03725 0.03022 -0.0690 0.9822 0.4306
-0.250 0.2422 0.03670 0.02814 -0.0858 0.9675 0.2699
0.000 0.3076 0.03534 0.02621 -0.0928 0.9547 0.2282
0.250 0.3677 0.03430 0.02473 -0.0986 0.9412 0.2146
0.500 0.4211 0.03344 0.02356 -0.1033 0.9264 0.2159
0.750 0.4731 0.03272 0.02252 -0.1074 0.9112 0.2158
1.000 0.5245 0.03204 0.02158 -0.1111 0.8960 0.2294
1.250 0.5746 0.03138 0.02078 -0.1143 0.8808 0.2420
1.500 0.6197 0.03069 0.02015 -0.1167 0.8652 0.2641
1.750 0.6612 0.03015 0.01976 -0.1183 0.8493 0.2912
2.000 0.6940 0.02977 0.01986 -0.1189 0.8315 0.3542
2.250 0.7210 0.02895 0.01996 -0.1175 0.8139 1.0000
2.500 0.7521 0.02941 0.02007 -0.1170 0.7968 1.0000
2.750 0.7821 0.02983 0.02026 -0.1164 0.7801 1.0000
3.000 0.8107 0.03028 0.02058 -0.1158 0.7640 1.0000
3.250 0.8382 0.03076 0.02098 -0.1150 0.7483 1.0000
3.500 0.8647 0.03132 0.02148 -0.1141 0.7329 1.0000
3.750 0.8904 0.03192 0.02209 -0.1132 0.7177 1.0000
4.000 0.9154 0.03258 0.02274 -0.1122 0.7027 1.0000
4.250 0.9400 0.03324 0.02342 -0.1111 0.6877 1.0000
4.500 0.9646 0.03383 0.02407 -0.1098 0.6723 1.0000
4.750 0.9897 0.03414 0.02440 -0.1081 0.6557 1.0000
5.000 1.0161 0.03409 0.02437 -0.1061 0.6381 1.0000
5.250 1.0436 0.03381 0.02409 -0.1038 0.6204 1.0000
5.500 1.0707 0.03358 0.02389 -0.1017 0.6029 1.0000
5.750 1.0910 0.03423 0.02465 -0.0999 0.5829 1.0000
6.000 1.1144 0.03448 0.02498 -0.0981 0.5636 1.0000
6.250 1.1403 0.03439 0.02498 -0.0961 0.5447 1.0000
6.500 1.1672 0.03415 0.02474 -0.0941 0.5250 1.0000
6.750 1.1885 0.03454 0.02526 -0.0921 0.5015 1.0000
7.000 1.2146 0.03434 0.02504 -0.0899 0.4778 1.0000
7.250 1.2403 0.03434 0.02501 -0.0879 0.4520 1.0000
7.500 1.2616 0.03506 0.02575 -0.0859 0.4239 1.0000
7.750 1.2825 0.03602 0.02670 -0.0840 0.3964 1.0000
8.000 1.3055 0.03696 0.02756 -0.0823 0.3718 1.0000
8.250 1.3239 0.03829 0.02904 -0.0806 0.3484 1.0000
8.500 1.3476 0.03923 0.02987 -0.0792 0.3281 1.0000
8.750 1.3626 0.04096 0.03187 -0.0774 0.3088 1.0000
9.000 1.3799 0.04248 0.03354 -0.0758 0.2907 1.0000
9.250 1.3990 0.04370 0.03481 -0.0741 0.2724 1.0000
9.500 1.4188 0.04476 0.03585 -0.0724 0.2530 1.0000
9.750 1.4287 0.04581 0.03704 -0.0699 0.2303 1.0000
10.000 1.4388 0.04627 0.03737 -0.0673 0.2047 1.0000
10.250 1.4488 0.04757 0.03844 -0.0649 0.1798 1.0000
10.500 1.4528 0.05015 0.04106 -0.0621 0.1578 1.0000
10.750 1.4613 0.05344 0.04420 -0.0599 0.1385 1.0000
11.000 1.4667 0.05684 0.04769 -0.0577 0.1250 1.0000
11.250 1.4559 0.06069 0.05212 -0.0544 0.1189 1.0000
11.500 1.4662 0.06452 0.05592 -0.0530 0.1111 1.0000
11.750 1.4479 0.06885 0.06077 -0.0499 0.1094 1.0000
12.000 1.4256 0.07308 0.06536 -0.0468 0.1085 1.0000
12.250 1.4004 0.07785 0.07044 -0.0449 0.1082 1.0000
12.500 1.3726 0.08343 0.07629 -0.0446 0.1086 1.0000
12.750 1.3430 0.08994 0.08303 -0.0457 0.1095 1.0000
13.000 1.3130 0.09739 0.09063 -0.0482 0.1105 1.0000
13.250 1.2842 0.10569 0.09904 -0.0518 0.1115 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 269 AIRFOIL (goe269-il)