GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.21 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe269-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe269-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2681 0.11084 0.10417 -0.0223 1.0000 0.0809
-9.000 -0.2728 0.10967 0.10308 -0.0242 1.0000 0.0817
-8.750 -0.2784 0.10850 0.10200 -0.0260 1.0000 0.0820
-8.500 -0.2593 0.10128 0.09476 -0.0244 1.0000 0.0838
-8.250 -0.2512 0.09742 0.09092 -0.0241 1.0000 0.0857
-8.000 -0.2470 0.09433 0.08788 -0.0243 1.0000 0.0878
-7.750 -0.2451 0.09159 0.08520 -0.0245 1.0000 0.0901
-7.500 -0.2478 0.08953 0.08324 -0.0249 1.0000 0.0929
-7.250 -0.2577 0.08860 0.08246 -0.0253 1.0000 0.0946
-7.000 -0.2658 0.08783 0.08182 -0.0278 1.0000 0.0955
-6.750 -0.2629 0.08363 0.07771 -0.0262 1.0000 0.0968
-6.500 -0.2565 0.07954 0.07368 -0.0230 1.0000 0.0997
-6.250 -0.2583 0.07721 0.07143 -0.0218 1.0000 0.1019
-6.000 -0.2621 0.07522 0.06953 -0.0209 1.0000 0.1041
-5.750 -0.2665 0.07347 0.06786 -0.0205 1.0000 0.1063
-5.500 -0.2699 0.07225 0.06669 -0.0222 1.0000 0.1092
-5.250 -0.2490 0.06935 0.06370 -0.0316 0.9945 0.1113
-5.000 -0.2356 0.06388 0.05826 -0.0290 0.9884 0.1148
-4.750 -0.1935 0.06068 0.05482 -0.0427 0.9781 0.1267
-4.500 -0.1802 0.05532 0.04955 -0.0403 0.9718 0.1306
-4.000 -0.1196 0.04739 0.04138 -0.0512 0.9551 0.1458
-3.750 -0.0790 0.04350 0.03729 -0.0591 0.9483 0.1582
-3.500 -0.0486 0.04027 0.03393 -0.0633 0.9388 0.1726
-3.250 -0.0178 0.03638 0.03002 -0.0660 0.9325 0.1908
-2.750 0.0671 0.04466 0.03667 -0.0821 0.9492 0.1098
-2.500 0.1144 0.04115 0.03273 -0.0873 0.9398 0.0946
-2.250 0.1613 0.03821 0.02956 -0.0922 0.9323 0.0918
-2.000 0.2069 0.03606 0.02696 -0.0963 0.9211 0.0940
-1.750 0.2502 0.03407 0.02455 -0.0996 0.9101 0.0948
-1.500 0.2927 0.03207 0.02224 -0.1027 0.9005 0.0941
-1.250 0.3309 0.03049 0.02030 -0.1046 0.8891 0.0942
-1.000 0.3667 0.02918 0.01862 -0.1059 0.8769 0.0949
-0.750 0.3993 0.02804 0.01739 -0.1069 0.8646 0.0991
-0.500 0.4319 0.02722 0.01637 -0.1076 0.8524 0.1052
-0.250 0.4648 0.02634 0.01519 -0.1079 0.8403 0.1084
0.000 0.4960 0.02556 0.01414 -0.1079 0.8279 0.1115
0.250 0.5245 0.02501 0.01352 -0.1076 0.8141 0.1200
0.500 0.5535 0.02454 0.01282 -0.1071 0.8005 0.1274
0.750 0.5815 0.02402 0.01223 -0.1065 0.7869 0.1332
1.000 0.6091 0.02367 0.01180 -0.1059 0.7733 0.1448
1.250 0.6365 0.02334 0.01141 -0.1051 0.7597 0.1542
1.500 0.6637 0.02304 0.01108 -0.1044 0.7462 0.1626
1.750 0.6908 0.02282 0.01087 -0.1037 0.7326 0.1790
2.000 0.7181 0.02263 0.01068 -0.1031 0.7189 0.1956
2.250 0.7455 0.02244 0.01059 -0.1025 0.7049 0.2218
2.500 0.7678 0.02103 0.01061 -0.1010 0.6904 1.0000
2.750 0.7944 0.02133 0.01066 -0.1002 0.6756 1.0000
3.000 0.8206 0.02164 0.01080 -0.0995 0.6606 1.0000
3.250 0.8466 0.02197 0.01104 -0.0987 0.6457 1.0000
3.500 0.8726 0.02233 0.01132 -0.0981 0.6309 1.0000
3.750 0.8983 0.02270 0.01164 -0.0974 0.6161 1.0000
4.000 0.9238 0.02310 0.01204 -0.0967 0.6017 1.0000
4.250 0.9492 0.02351 0.01243 -0.0960 0.5872 1.0000
4.500 0.9745 0.02392 0.01286 -0.0953 0.5730 1.0000
4.750 0.9995 0.02433 0.01329 -0.0946 0.5585 1.0000
5.000 1.0238 0.02468 0.01368 -0.0936 0.5417 1.0000
5.250 1.0475 0.02494 0.01394 -0.0925 0.5229 1.0000
5.500 1.0712 0.02515 0.01411 -0.0912 0.5040 1.0000
5.750 1.0939 0.02552 0.01453 -0.0901 0.4841 1.0000
6.000 1.1171 0.02593 0.01497 -0.0890 0.4661 1.0000
6.250 1.1403 0.02640 0.01547 -0.0880 0.4490 1.0000
6.500 1.1632 0.02692 0.01603 -0.0870 0.4320 1.0000
6.750 1.1857 0.02749 0.01668 -0.0859 0.4147 1.0000
7.000 1.2077 0.02810 0.01734 -0.0848 0.3969 1.0000
7.250 1.2281 0.02884 0.01820 -0.0836 0.3772 1.0000
7.500 1.2480 0.02961 0.01910 -0.0824 0.3570 1.0000
7.750 1.2674 0.03039 0.01999 -0.0810 0.3369 1.0000
8.000 1.2853 0.03128 0.02100 -0.0796 0.3154 1.0000
8.250 1.3023 0.03223 0.02204 -0.0781 0.2939 1.0000
8.500 1.3187 0.03324 0.02307 -0.0765 0.2748 1.0000
8.750 1.3339 0.03441 0.02434 -0.0749 0.2554 1.0000
9.000 1.3484 0.03563 0.02569 -0.0732 0.2383 1.0000
9.250 1.3623 0.03694 0.02707 -0.0716 0.2234 1.0000
9.500 1.3753 0.03833 0.02854 -0.0699 0.2098 1.0000
9.750 1.3876 0.03980 0.03009 -0.0681 0.1976 1.0000
10.000 1.3978 0.04134 0.03168 -0.0662 0.1855 1.0000
10.250 1.4033 0.04301 0.03339 -0.0640 0.1724 1.0000
10.500 1.4021 0.04486 0.03531 -0.0614 0.1589 1.0000
10.750 1.3962 0.04699 0.03761 -0.0587 0.1461 1.0000
11.000 1.3897 0.04952 0.04027 -0.0568 0.1337 1.0000
11.250 1.3834 0.05238 0.04326 -0.0554 0.1225 1.0000
11.500 1.3778 0.05546 0.04640 -0.0545 0.1133 1.0000
11.750 1.3713 0.05894 0.05007 -0.0540 0.1036 1.0000
12.000 1.3639 0.06282 0.05414 -0.0538 0.0943 1.0000
12.250 1.3551 0.06694 0.05830 -0.0540 0.0869 1.0000
12.500 1.3467 0.07138 0.06295 -0.0545 0.0791 1.0000
12.750 1.3377 0.07597 0.06762 -0.0551 0.0733 1.0000
13.000 1.3286 0.08076 0.07256 -0.0560 0.0678 1.0000
13.250 1.3195 0.08543 0.07715 -0.0571 0.0642 1.0000
13.500 1.3105 0.09067 0.08270 -0.0581 0.0602 1.0000
13.750 1.3014 0.09586 0.08805 -0.0595 0.0571 1.0000
14.000 1.2937 0.10080 0.09306 -0.0609 0.0547 1.0000
14.250 1.2879 0.10541 0.09765 -0.0621 0.0527 1.0000
14.500 1.2762 0.11191 0.10447 -0.0645 0.0514 1.0000
14.750 1.2625 0.11913 0.11196 -0.0677 0.0503 1.0000
15.000 1.2463 0.12733 0.12040 -0.0718 0.0497 1.0000
15.250 1.2262 0.13703 0.13033 -0.0771 0.0496 1.0000
15.500 1.2010 0.14905 0.14252 -0.0842 0.0501 1.0000
15.750 1.1736 0.16316 0.15668 -0.0926 0.0505 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 269 AIRFOIL (goe269-il)