GOE 288 AIRFOIL (goe288-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 288 AIRFOIL (goe288-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.58 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe288-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe288-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 288 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2276 0.13391 0.12758 -0.0286 1.0000 0.2452
-9.500 -0.2680 0.13725 0.13115 -0.0244 1.0000 0.2467
-9.250 -0.3002 0.13910 0.13319 -0.0207 1.0000 0.2476
-9.000 -0.2865 0.13512 0.12926 -0.0179 1.0000 0.2500
-8.750 -0.2913 0.13422 0.12845 -0.0152 1.0000 0.2531
-8.500 -0.2871 0.13249 0.12674 -0.0164 0.9966 0.2595
-8.250 -0.2976 0.13170 0.12600 -0.0224 0.9876 0.2656
-8.000 -0.2430 0.12469 0.11889 -0.0267 0.9813 0.2734
-7.750 -0.2586 0.12496 0.11921 -0.0310 0.9707 0.2823
-7.500 -0.2103 0.11823 0.11241 -0.0346 0.9646 0.2893
-7.250 -0.2118 0.11713 0.11133 -0.0376 0.9549 0.2994
-7.000 -0.2043 0.11401 0.10823 -0.0398 0.9460 0.3032
-6.750 -0.1699 0.10959 0.10374 -0.0432 0.9389 0.3104
-6.500 -0.1896 0.10970 0.10392 -0.0430 0.9283 0.3179
-6.250 -0.1922 0.10738 0.10162 -0.0447 0.9207 0.3211
-6.000 -0.1616 0.10341 0.09761 -0.0455 0.9136 0.3275
-5.750 -0.2832 0.08703 0.08108 -0.0684 0.9039 0.1960
-5.500 -0.2684 0.08611 0.08021 -0.0653 0.8973 0.1982
-5.250 -0.2664 0.08112 0.07513 -0.0694 0.8906 0.1919
-5.000 -0.2476 0.07293 0.06671 -0.0799 0.8857 0.1880
-4.750 -0.2130 0.06142 0.05451 -0.0960 0.8815 0.1878
-4.500 -0.1810 0.05438 0.04655 -0.1056 0.8757 0.1968
-4.250 -0.1562 0.05473 0.04709 -0.1052 0.8689 0.2070
-4.000 -0.1165 0.05319 0.04531 -0.1089 0.8629 0.2251
-3.750 -0.1044 0.05326 0.04538 -0.1077 0.8561 0.2381
-3.500 -0.0665 0.05266 0.04454 -0.1106 0.8490 0.2660
-3.250 -0.0469 0.05362 0.04559 -0.1093 0.8417 0.2853
-3.000 -0.0297 0.05447 0.04650 -0.1078 0.8336 0.3044
-2.750 0.0035 0.05528 0.04736 -0.1077 0.8252 0.3289
-2.500 0.0168 0.05562 0.04765 -0.1065 0.8157 0.3460
-2.250 0.0632 0.05513 0.04692 -0.1098 0.8065 0.3747
-2.000 0.0742 0.05555 0.04737 -0.1080 0.7964 0.3885
-1.750 0.1196 0.05490 0.04644 -0.1114 0.7869 0.4166
-1.500 0.1379 0.05514 0.04661 -0.1111 0.7765 0.4355
-1.250 0.1702 0.05503 0.04649 -0.1115 0.7673 0.4588
-1.000 0.1904 0.05529 0.04672 -0.1111 0.7567 0.4800
-0.750 0.2173 0.05546 0.04682 -0.1112 0.7467 0.5052
-0.500 0.2481 0.05551 0.04676 -0.1122 0.7363 0.5321
-0.250 0.2642 0.05622 0.04745 -0.1112 0.7254 0.5524
0.000 0.3028 0.05585 0.04705 -0.1119 0.7157 0.5798
0.250 0.3093 0.05715 0.04834 -0.1105 0.7034 0.5960
0.500 0.3621 0.05627 0.04734 -0.1125 0.6953 0.6282
0.750 0.3588 0.05818 0.04927 -0.1103 0.6815 0.6409
1.000 0.3839 0.05884 0.04986 -0.1104 0.6709 0.6636
1.250 0.4075 0.05946 0.05046 -0.1102 0.6604 0.6852
1.500 0.4162 0.06116 0.05215 -0.1093 0.6490 0.7021
1.750 0.4520 0.06100 0.05200 -0.1095 0.6401 0.7273
2.000 0.4487 0.06362 0.05466 -0.1083 0.6285 0.7421
2.250 0.4823 0.06360 0.05471 -0.1082 0.6209 0.7722
2.500 0.4734 0.06661 0.05785 -0.1066 0.6115 0.7919
2.750 0.4886 0.06746 0.05891 -0.1052 0.6037 0.8418
3.000 0.5004 0.06929 0.06081 -0.1054 0.5956 1.0000
3.250 0.5012 0.07305 0.06446 -0.1071 0.5892 1.0000
3.500 0.5436 0.07450 0.06560 -0.1105 0.5827 1.0000
3.750 0.5492 0.07792 0.06888 -0.1114 0.5777 1.0000
4.000 0.5408 0.08204 0.07293 -0.1116 0.5753 1.0000
4.250 0.5427 0.08579 0.07659 -0.1124 0.5755 1.0000
4.500 0.5573 0.08936 0.08002 -0.1138 0.5786 1.0000
4.750 0.3257 0.10034 0.09277 -0.0907 0.6574 1.0000
5.000 0.3128 0.10167 0.09404 -0.0888 0.6480 1.0000
5.250 0.3401 0.10465 0.09677 -0.0912 0.6410 1.0000
5.500 0.3760 0.10898 0.10084 -0.0943 0.6373 1.0000
5.750 0.3571 0.10923 0.10107 -0.0912 0.6258 1.0000
6.000 0.3895 0.11268 0.10431 -0.0933 0.6201 1.0000
6.250 0.3813 0.11418 0.10576 -0.0915 0.6130 1.0000
6.500 0.3941 0.11628 0.10776 -0.0915 0.6050 1.0000
6.750 0.4230 0.11988 0.11121 -0.0931 0.6009 1.0000
7.000 0.4128 0.12107 0.11238 -0.0912 0.5947 1.0000
7.250 0.4230 0.12288 0.11413 -0.0909 0.5862 1.0000
7.500 0.4530 0.12669 0.11782 -0.0923 0.5818 1.0000
7.750 0.4401 0.12730 0.11844 -0.0903 0.5753 1.0000
8.000 0.4494 0.12903 0.12013 -0.0900 0.5679 1.0000
8.250 0.4729 0.13242 0.12345 -0.0909 0.5637 1.0000
8.500 0.4959 0.13674 0.12769 -0.0920 0.5612 1.0000
8.750 0.4728 0.13474 0.12575 -0.0892 0.5515 1.0000
9.000 0.4926 0.13763 0.12858 -0.0897 0.5461 1.0000
9.250 0.5243 0.14301 0.13390 -0.0913 0.5432 1.0000
9.500 0.4965 0.14017 0.13112 -0.0884 0.5355 1.0000
9.750 0.5083 0.14209 0.13303 -0.0884 0.5296 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 288 AIRFOIL (goe288-il)