GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.29 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe284-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe284-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 284 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.2146 0.14471 0.13743 -0.0356 1.0000 0.2021
-12.000 -0.2160 0.14341 0.13620 -0.0369 1.0000 0.2083
-11.750 -0.2494 0.14673 0.13966 -0.0395 1.0000 0.2111
-11.500 -0.2035 0.13734 0.13030 -0.0383 1.0000 0.2160
-11.250 -0.1947 0.13481 0.12785 -0.0382 1.0000 0.2227
-11.000 -0.2158 0.13595 0.12914 -0.0387 1.0000 0.2289
-10.750 -0.2597 0.13964 0.13309 -0.0372 1.0000 0.2302
-10.500 -0.2271 0.13279 0.12632 -0.0334 1.0000 0.2339
-10.250 -0.2606 0.13567 0.12945 -0.0269 1.0000 0.2346
-10.000 -0.2869 0.13768 0.13164 -0.0219 1.0000 0.2360
-9.750 -0.2695 0.13454 0.12846 -0.0279 0.9921 0.2467
-9.500 -0.2525 0.13002 0.12394 -0.0340 0.9832 0.2527
-9.250 -0.2185 0.12555 0.11940 -0.0389 0.9745 0.2656
-9.000 -0.1973 0.12105 0.11488 -0.0445 0.9673 0.2747
-8.750 -0.1864 0.11884 0.11265 -0.0487 0.9568 0.2885
-8.500 -0.1488 0.11307 0.10683 -0.0534 0.9508 0.2982
-8.250 -0.1719 0.11378 0.10758 -0.0570 0.9388 0.3112
-8.000 -0.1164 0.10706 0.10077 -0.0603 0.9330 0.3288
-7.750 -0.0901 0.10292 0.09660 -0.0632 0.9247 0.3426
-7.500 -0.0732 0.09970 0.09335 -0.0662 0.9178 0.3605
-7.250 -0.1054 0.10122 0.09494 -0.0647 0.9050 0.3748
-6.750 -0.0643 0.09524 0.08891 -0.0647 0.8903 0.4161
-6.500 -0.0642 0.09392 0.08760 -0.0645 0.8840 0.4393
-6.250 -0.0563 0.09233 0.08601 -0.0617 0.8754 0.4601
-6.000 -0.0085 0.08777 0.08137 -0.0636 0.8702 0.4921
-5.750 -0.0131 0.08747 0.08108 -0.0614 0.8647 0.5255
-5.500 -0.0156 0.08700 0.08065 -0.0571 0.8570 0.5463
-5.250 0.0270 0.08355 0.07712 -0.0586 0.8522 0.5813
-5.000 0.0567 0.08116 0.07468 -0.0592 0.8478 0.6217
-4.750 0.1055 0.07787 0.07129 -0.0623 0.8445 0.6702
-4.500 0.0837 0.07928 0.07280 -0.0554 0.8365 0.6938
-4.250 -0.2681 0.07239 0.06540 -0.0644 0.8387 0.2918
-4.000 -0.2590 0.07024 0.06308 -0.0647 0.8370 0.2881
-3.750 -0.2459 0.06803 0.06069 -0.0657 0.8349 0.2853
-3.500 -0.2285 0.06595 0.05834 -0.0675 0.8330 0.2835
-3.250 -0.2099 0.06418 0.05627 -0.0693 0.8319 0.2815
-3.000 -0.1886 0.06281 0.05459 -0.0711 0.8305 0.2813
-2.750 -0.1591 0.06163 0.05306 -0.0737 0.8276 0.2822
-2.500 -0.1252 0.06073 0.05179 -0.0766 0.8240 0.2827
-2.250 -0.1098 0.06053 0.05135 -0.0768 0.8234 0.2847
-2.000 -0.0937 0.06049 0.05106 -0.0770 0.8229 0.2867
-1.750 -0.0776 0.06056 0.05088 -0.0772 0.8223 0.2883
-1.500 -0.0593 0.06082 0.05088 -0.0776 0.8224 0.2899
-1.250 -0.0432 0.06108 0.05106 -0.0777 0.8222 0.2929
-1.000 -0.0258 0.06164 0.05161 -0.0779 0.8229 0.2971
-0.750 -0.0053 0.06243 0.05230 -0.0786 0.8239 0.3017
0.000 -0.0867 0.06424 0.05423 -0.0639 0.9316 0.3017
0.250 -0.0410 0.06633 0.05605 -0.0686 0.9200 0.3086
1.500 0.0872 0.07191 0.06148 -0.0742 0.8508 0.3594
1.750 0.1121 0.07344 0.06311 -0.0752 0.8381 0.3811
2.000 0.1627 0.07601 0.06611 -0.0797 0.8251 0.4417
2.250 0.1662 0.07497 0.06628 -0.0769 0.8104 0.5860
2.500 0.1760 0.07510 0.06678 -0.0739 0.7957 1.0000
2.750 0.2202 0.07885 0.07006 -0.0775 0.7844 1.0000
3.000 0.2325 0.07988 0.07091 -0.0765 0.7677 1.0000
3.250 0.2388 0.08119 0.07209 -0.0752 0.7531 1.0000
3.500 0.2729 0.08458 0.07526 -0.0774 0.7438 1.0000
3.750 0.2874 0.08595 0.07651 -0.0769 0.7281 1.0000
4.000 0.2904 0.08748 0.07796 -0.0754 0.7164 1.0000
4.250 0.3328 0.09108 0.08137 -0.0783 0.7063 1.0000
4.500 0.3246 0.09170 0.08195 -0.0756 0.6929 1.0000
4.750 0.3714 0.09601 0.08610 -0.0790 0.6856 1.0000
5.000 0.3528 0.09606 0.08614 -0.0754 0.6739 1.0000
5.250 0.3887 0.09953 0.08949 -0.0776 0.6668 1.0000
5.500 0.3799 0.10059 0.09051 -0.0753 0.6570 1.0000
5.750 0.4074 0.10332 0.09316 -0.0764 0.6482 1.0000
6.000 0.4224 0.10632 0.09608 -0.0768 0.6433 1.0000
6.250 0.4224 0.10726 0.09699 -0.0753 0.6319 1.0000
6.500 0.4533 0.11075 0.10041 -0.0769 0.6270 1.0000
6.750 0.4557 0.11298 0.10261 -0.0762 0.6227 1.0000
7.000 0.4575 0.11412 0.10372 -0.0751 0.6127 1.0000
7.250 0.4862 0.11745 0.10699 -0.0764 0.6075 1.0000
7.500 0.5017 0.12075 0.11025 -0.0769 0.6041 1.0000
7.750 0.4924 0.12095 0.11045 -0.0750 0.5939 1.0000
8.000 0.5154 0.12389 0.11335 -0.0758 0.5888 1.0000
8.250 0.5475 0.12839 0.11782 -0.0776 0.5860 1.0000
8.500 0.5295 0.12847 0.11791 -0.0755 0.5806 1.0000
8.750 0.5384 0.13028 0.11970 -0.0754 0.5736 1.0000
9.000 0.5604 0.13331 0.12272 -0.0762 0.5690 1.0000
9.250 0.5926 0.13812 0.12752 -0.0779 0.5663 1.0000
9.500 0.5735 0.13766 0.12707 -0.0760 0.5603 1.0000
9.750 0.5839 0.13957 0.12898 -0.0760 0.5536 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)