GOE 287 AIRFOIL (goe287-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 287 AIRFOIL (goe287-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.33 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe287-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe287-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 287 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3740 0.12297 0.11657 -0.0064 1.0000 0.1181
-9.250 -0.3736 0.12122 0.11490 -0.0092 1.0000 0.1224
-9.000 -0.3817 0.12128 0.11508 -0.0137 1.0000 0.1239
-8.750 -0.3571 0.11344 0.10722 -0.0111 1.0000 0.1294
-8.500 -0.3516 0.11061 0.10445 -0.0128 1.0000 0.1350
-8.250 -0.3585 0.11005 0.10403 -0.0171 1.0000 0.1383
-8.000 -0.3422 0.10434 0.09835 -0.0162 1.0000 0.1428
-7.750 -0.3355 0.10135 0.09540 -0.0173 1.0000 0.1497
-7.500 -0.3435 0.10105 0.09526 -0.0240 1.0000 0.1535
-7.250 -0.3252 0.09522 0.08946 -0.0200 1.0000 0.1621
-7.000 -0.3299 0.09467 0.08905 -0.0276 1.0000 0.1685
-6.750 -0.3159 0.08962 0.08407 -0.0234 1.0000 0.1785
-6.500 -0.3299 0.08988 0.08449 -0.0278 1.0000 0.1837
-6.250 -0.3285 0.08611 0.08085 -0.0220 1.0000 0.1897
-6.000 -0.3449 0.08557 0.08043 -0.0192 1.0000 0.1938
-5.750 -0.3648 0.08594 0.08090 -0.0195 1.0000 0.1981
-5.250 -0.3785 0.08217 0.07728 -0.0146 1.0000 0.2091
-4.750 -0.3714 0.07762 0.07274 -0.0178 0.9970 0.2322
-4.500 -0.3403 0.07388 0.06892 -0.0242 0.9880 0.2609
-4.250 0.0778 0.04166 0.03607 -0.0325 1.0000 1.0000
-4.000 0.0692 0.04197 0.03648 -0.0308 1.0000 1.0000
-3.750 0.0543 0.04270 0.03731 -0.0279 1.0000 1.0000
-3.500 0.0402 0.04327 0.03797 -0.0251 1.0000 1.0000
-3.250 -0.2696 0.05888 0.05413 -0.0118 0.9516 0.5196
-3.000 -0.2656 0.05650 0.05181 -0.0036 0.9460 0.5927
-2.750 -0.0612 0.04586 0.04087 -0.0061 0.9617 0.9015
-2.500 -0.0947 0.04602 0.04112 -0.0011 0.9480 0.8694
-2.250 -0.1451 0.04649 0.04172 0.0073 0.9354 0.8416
-2.000 0.0403 0.04344 0.03616 -0.0805 0.9173 0.3015
-1.750 0.1003 0.04149 0.03304 -0.0872 0.9117 0.2131
-1.500 0.1355 0.04015 0.03125 -0.0892 0.9060 0.1969
-1.250 0.1806 0.03883 0.02939 -0.0925 0.9015 0.1811
-1.000 0.2068 0.03818 0.02838 -0.0928 0.8965 0.1726
-0.750 0.2372 0.03782 0.02761 -0.0936 0.8912 0.1670
-0.500 0.2778 0.03716 0.02667 -0.0961 0.8866 0.1644
-0.250 0.2975 0.03723 0.02655 -0.0954 0.8815 0.1652
0.000 0.3262 0.03726 0.02633 -0.0959 0.8762 0.1704
0.250 0.3678 0.03700 0.02596 -0.0983 0.8710 0.1777
0.500 0.3828 0.03746 0.02632 -0.0969 0.8648 0.1821
0.750 0.4274 0.03715 0.02599 -0.0994 0.8557 0.1970
1.000 0.4662 0.03673 0.02580 -0.1010 0.8426 0.2382
1.250 0.4981 0.03489 0.02548 -0.1002 0.8291 1.0000
1.500 0.5346 0.03534 0.02539 -0.1007 0.8145 1.0000
1.750 0.5628 0.03596 0.02577 -0.1006 0.8011 1.0000
2.000 0.5887 0.03668 0.02632 -0.1003 0.7885 1.0000
2.250 0.6162 0.03735 0.02687 -0.1001 0.7760 1.0000
2.500 0.6457 0.03790 0.02734 -0.0999 0.7636 1.0000
2.750 0.6781 0.03825 0.02761 -0.0998 0.7512 1.0000
3.000 0.7085 0.03859 0.02791 -0.0993 0.7384 1.0000
3.250 0.7328 0.03917 0.02849 -0.0983 0.7240 1.0000
3.500 0.7588 0.03960 0.02892 -0.0972 0.7092 1.0000
3.750 0.7858 0.03990 0.02923 -0.0960 0.6942 1.0000
4.000 0.8139 0.04002 0.02937 -0.0947 0.6790 1.0000
4.250 0.8294 0.04105 0.03048 -0.0929 0.6585 1.0000
4.500 0.8547 0.04130 0.03077 -0.0913 0.6410 1.0000
4.750 0.8814 0.04144 0.03095 -0.0897 0.6244 1.0000
5.000 0.9076 0.04168 0.03125 -0.0882 0.6084 1.0000
5.250 0.9330 0.04198 0.03165 -0.0866 0.5927 1.0000
5.500 0.9570 0.04247 0.03220 -0.0852 0.5775 1.0000
5.750 0.9788 0.04327 0.03308 -0.0839 0.5626 1.0000
6.000 0.9967 0.04467 0.03458 -0.0829 0.5483 1.0000
6.250 1.0079 0.04708 0.03713 -0.0823 0.5346 1.0000
6.500 1.0132 0.05028 0.04045 -0.0820 0.5219 1.0000
6.750 1.0323 0.05178 0.04207 -0.0812 0.5127 1.0000
7.000 1.0449 0.05407 0.04448 -0.0807 0.5029 1.0000
7.250 1.0020 0.06340 0.05381 -0.0825 0.4911 1.0000
7.500 1.0535 0.06118 0.05183 -0.0806 0.4864 1.0000
7.750 0.9725 0.07442 0.06488 -0.0834 0.4775 1.0000
8.000 1.0104 0.07418 0.06485 -0.0823 0.4708 1.0000
8.250 0.9644 0.08291 0.07349 -0.0838 0.4654 1.0000
8.500 0.9958 0.08310 0.07388 -0.0825 0.4556 1.0000
8.750 0.9672 0.08980 0.08056 -0.0836 0.4500 1.0000
9.000 1.3047 0.03714 0.02879 -0.0614 0.3694 1.0000
9.250 1.3190 0.03631 0.02794 -0.0583 0.3408 1.0000
9.500 1.3210 0.03687 0.02845 -0.0550 0.3084 1.0000
9.750 1.3154 0.03837 0.02989 -0.0517 0.2768 1.0000
10.000 1.3061 0.04041 0.03199 -0.0487 0.2502 1.0000
10.250 1.2941 0.04325 0.03491 -0.0467 0.2194 1.0000
10.500 1.2817 0.04693 0.03866 -0.0459 0.1750 1.0000
10.750 1.2674 0.05110 0.04243 -0.0454 0.1370 1.0000
11.000 1.2537 0.05552 0.04647 -0.0449 0.1216 1.0000
11.250 1.2440 0.05968 0.05049 -0.0444 0.1114 1.0000
11.500 1.2366 0.06363 0.05433 -0.0438 0.1041 1.0000
11.750 1.2326 0.06723 0.05794 -0.0432 0.0976 1.0000
12.000 1.2309 0.07054 0.06127 -0.0424 0.0924 1.0000
12.250 1.2338 0.07337 0.06422 -0.0413 0.0874 1.0000
12.500 1.2422 0.07541 0.06621 -0.0394 0.0836 1.0000
12.750 1.2650 0.07623 0.06716 -0.0362 0.0804 1.0000
13.000 1.2901 0.07753 0.06876 -0.0332 0.0778 1.0000
13.250 1.3041 0.08019 0.07166 -0.0317 0.0757 1.0000
13.500 1.3143 0.08331 0.07499 -0.0306 0.0736 1.0000
13.750 1.3341 0.08637 0.07814 -0.0289 0.0715 1.0000
14.000 1.3281 0.09128 0.08335 -0.0292 0.0715 1.0000
14.250 1.3071 0.09721 0.08963 -0.0312 0.0720 1.0000
14.500 1.2752 0.10486 0.09766 -0.0350 0.0730 1.0000
14.750 1.2202 0.11741 0.11061 -0.0433 0.0763 1.0000
15.000 1.1815 0.12971 0.12313 -0.0509 0.0792 1.0000
15.250 1.1558 0.14072 0.13424 -0.0573 0.0811 1.0000
15.500 1.1403 0.15020 0.14374 -0.0623 0.0823 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 287 AIRFOIL (goe287-il)