GOE 328 AIRFOIL (goe328-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 328 AIRFOIL (goe328-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.08 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe328-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe328-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 328 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3778 0.10872 0.10194 -0.0205 1.0000 0.1467
-7.750 -0.3591 0.10286 0.09607 -0.0189 1.0000 0.1519
-7.500 -0.3553 0.10027 0.09355 -0.0195 1.0000 0.1582
-7.250 -0.3652 0.10014 0.09355 -0.0256 1.0000 0.1621
-7.000 -0.3487 0.09451 0.08796 -0.0217 1.0000 0.1673
-6.750 -0.3458 0.09224 0.08576 -0.0234 1.0000 0.1750
-6.500 -0.3453 0.08973 0.08336 -0.0260 1.0000 0.1795
-6.250 -0.3368 0.08643 0.08009 -0.0238 1.0000 0.1877
-6.000 -0.3407 0.08486 0.07863 -0.0274 1.0000 0.1942
-5.750 -0.3342 0.08156 0.07540 -0.0236 1.0000 0.2026
-5.500 -0.3368 0.07960 0.07352 -0.0249 1.0000 0.2107
-5.250 -0.3377 0.07873 0.07263 -0.0272 1.0000 0.2236
-5.000 -0.3356 0.07497 0.06903 -0.0210 1.0000 0.2319
-4.750 -0.3356 0.07280 0.06691 -0.0202 1.0000 0.2446
-4.500 -0.3343 0.07062 0.06478 -0.0192 1.0000 0.2596
-4.250 -0.3320 0.06841 0.06262 -0.0177 1.0000 0.2766
-4.000 -0.3274 0.06654 0.06075 -0.0186 1.0000 0.3019
-3.750 0.0703 0.03957 0.03302 -0.0296 1.0000 1.0000
-3.500 0.0806 0.03804 0.03157 -0.0304 1.0000 1.0000
-3.250 0.0893 0.03667 0.03031 -0.0310 1.0000 1.0000
-3.000 0.0954 0.03553 0.02927 -0.0310 1.0000 1.0000
-2.750 0.0500 0.03709 0.03107 -0.0195 1.0000 0.9834
-2.500 -0.3314 0.05352 0.04831 0.0101 1.0000 0.5362
-2.250 -0.3349 0.05140 0.04630 0.0173 1.0000 0.5835
-2.000 -0.3355 0.04936 0.04433 0.0230 1.0000 0.6286
-1.750 -0.3372 0.04715 0.04222 0.0302 1.0000 0.6680
-1.500 -0.3323 0.04507 0.04020 0.0336 1.0000 0.7042
-1.250 -0.3246 0.04287 0.03806 0.0365 1.0000 0.7326
-1.000 -0.3025 0.04066 0.03586 0.0338 1.0000 0.7482
-0.750 0.0450 0.03823 0.02989 -0.0622 0.9863 0.2495
-0.500 0.1123 0.03688 0.02774 -0.0695 0.9740 0.2031
-0.250 0.1700 0.03577 0.02614 -0.0751 0.9608 0.1873
0.000 0.2245 0.03494 0.02483 -0.0799 0.9469 0.1743
0.250 0.2764 0.03411 0.02368 -0.0842 0.9324 0.1672
0.500 0.3256 0.03360 0.02283 -0.0877 0.9171 0.1639
0.750 0.3736 0.03299 0.02210 -0.0910 0.9014 0.1690
1.000 0.4204 0.03259 0.02154 -0.0938 0.8852 0.1775
1.250 0.4676 0.03195 0.02095 -0.0967 0.8691 0.1877
1.500 0.5148 0.03134 0.02043 -0.0994 0.8529 0.2110
1.750 0.5524 0.02888 0.02006 -0.1001 0.8372 1.0000
2.000 0.5925 0.02906 0.01949 -0.1003 0.8201 1.0000
2.250 0.6297 0.02913 0.01925 -0.1007 0.8031 1.0000
2.500 0.6644 0.02915 0.01910 -0.1005 0.7864 1.0000
2.750 0.6883 0.02966 0.01951 -0.0994 0.7666 1.0000
3.000 0.7156 0.02997 0.01974 -0.0985 0.7488 1.0000
3.250 0.7432 0.03025 0.01998 -0.0976 0.7321 1.0000
3.500 0.7702 0.03057 0.02025 -0.0966 0.7159 1.0000
3.750 0.7966 0.03092 0.02058 -0.0956 0.7001 1.0000
4.000 0.8222 0.03136 0.02103 -0.0945 0.6847 1.0000
4.250 0.8471 0.03189 0.02156 -0.0935 0.6696 1.0000
4.500 0.8714 0.03252 0.02222 -0.0926 0.6550 1.0000
4.750 0.8951 0.03328 0.02302 -0.0917 0.6410 1.0000
5.000 0.9191 0.03405 0.02387 -0.0908 0.6279 1.0000
5.250 0.9469 0.03444 0.02428 -0.0900 0.6165 1.0000
5.500 0.9699 0.03536 0.02529 -0.0892 0.6040 1.0000
5.750 0.9867 0.03708 0.02714 -0.0886 0.5910 1.0000
6.000 1.0025 0.03907 0.02930 -0.0881 0.5797 1.0000
6.250 1.0341 0.03929 0.02960 -0.0875 0.5724 1.0000
6.500 1.0404 0.04237 0.03288 -0.0871 0.5604 1.0000
6.750 1.0466 0.04554 0.03621 -0.0868 0.5503 1.0000
7.000 1.0702 0.04686 0.03772 -0.0863 0.5437 1.0000
7.250 1.0473 0.05362 0.04460 -0.0867 0.5345 1.0000
7.500 1.0686 0.05529 0.04645 -0.0863 0.5287 1.0000
7.750 1.0117 0.06558 0.05662 -0.0875 0.5219 1.0000
8.000 0.9860 0.07231 0.06335 -0.0883 0.5196 1.0000
8.250 0.9742 0.07754 0.06862 -0.0889 0.5180 1.0000
8.500 0.9991 0.07919 0.07051 -0.0884 0.5109 1.0000
8.750 0.9746 0.08517 0.07649 -0.0889 0.5082 1.0000
9.000 0.9910 0.08668 0.07817 -0.0875 0.4936 1.0000
9.250 1.2564 0.03482 0.02578 -0.0540 0.2197 1.0000
9.500 1.2467 0.03763 0.02799 -0.0501 0.1709 1.0000
9.750 1.2409 0.04029 0.03033 -0.0468 0.1498 1.0000
10.000 1.2391 0.04300 0.03281 -0.0441 0.1364 1.0000
10.250 1.2436 0.04558 0.03527 -0.0418 0.1250 1.0000
10.500 1.2627 0.04785 0.03748 -0.0398 0.1150 1.0000
10.750 1.3112 0.05057 0.04009 -0.0402 0.1050 1.0000
11.000 1.3368 0.05349 0.04326 -0.0396 0.0988 1.0000
11.250 1.3846 0.05834 0.04802 -0.0415 0.0942 1.0000
11.500 1.3918 0.06180 0.05198 -0.0395 0.0935 1.0000
11.750 1.3921 0.06541 0.05608 -0.0373 0.0929 1.0000
12.000 1.3862 0.06911 0.06020 -0.0349 0.0924 1.0000
12.250 1.3736 0.07277 0.06420 -0.0322 0.0922 1.0000
12.500 1.3574 0.07674 0.06849 -0.0301 0.0922 1.0000
12.750 1.3387 0.08116 0.07319 -0.0288 0.0924 1.0000
13.000 1.3183 0.08610 0.07839 -0.0284 0.0927 1.0000
13.250 1.2970 0.09160 0.08411 -0.0289 0.0932 1.0000
13.500 1.2761 0.09766 0.09036 -0.0302 0.0937 1.0000
13.750 1.2570 0.10423 0.09708 -0.0320 0.0943 1.0000
14.000 1.1164 0.13013 0.12335 -0.0543 0.1051 1.0000
14.250 1.1031 0.13919 0.13241 -0.0585 0.1069 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 328 AIRFOIL (goe328-il)