GOE 328 AIRFOIL (goe328-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 328 AIRFOIL (goe328-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.57 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe328-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe328-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3541 0.10110 0.09422 -0.0220 1.0000 0.1031
-7.500 -0.3566 0.09933 0.09256 -0.0253 1.0000 0.1062
-7.250 -0.3579 0.09818 0.09148 -0.0332 1.0000 0.1076
-7.000 -0.3455 0.09274 0.08611 -0.0282 1.0000 0.1103
-6.750 -0.3373 0.08966 0.08307 -0.0275 1.0000 0.1150
-6.500 -0.3350 0.08765 0.08113 -0.0312 1.0000 0.1207
-6.250 -0.3334 0.08555 0.07908 -0.0359 1.0000 0.1232
-6.000 -0.3277 0.08183 0.07544 -0.0318 1.0000 0.1259
-5.750 -0.3241 0.07936 0.07303 -0.0307 1.0000 0.1296
-5.500 -0.3206 0.07829 0.07188 -0.0362 1.0000 0.1371
-5.250 -0.3181 0.07506 0.06874 -0.0345 1.0000 0.1389
-5.000 -0.3157 0.07239 0.06615 -0.0317 1.0000 0.1418
-4.750 -0.3063 0.07088 0.06451 -0.0349 1.0000 0.1519
-4.500 -0.2909 0.06708 0.06075 -0.0356 0.9963 0.1559
-4.250 -0.2573 0.06349 0.05702 -0.0415 0.9880 0.1706
-4.000 -0.2283 0.06010 0.05358 -0.0448 0.9801 0.1880
-3.750 -0.1957 0.05703 0.05039 -0.0496 0.9723 0.2168
-3.500 -0.1675 0.05401 0.04736 -0.0518 0.9639 0.2392
-3.250 -0.1411 0.05121 0.04454 -0.0539 0.9554 0.2799
-3.000 -0.0381 0.04406 0.03573 -0.0718 0.9489 0.0901
-2.750 0.0018 0.04107 0.03245 -0.0755 0.9394 0.0845
-2.500 0.0505 0.03826 0.02915 -0.0803 0.9319 0.0819
-2.250 0.0898 0.03618 0.02672 -0.0831 0.9206 0.0824
-2.000 0.1313 0.03417 0.02419 -0.0857 0.9104 0.0802
-1.750 0.1738 0.03267 0.02211 -0.0880 0.9015 0.0780
-1.500 0.2066 0.03116 0.02036 -0.0891 0.8902 0.0775
-1.250 0.2411 0.02982 0.01877 -0.0902 0.8801 0.0772
-1.000 0.2769 0.02860 0.01729 -0.0913 0.8709 0.0772
-0.750 0.3075 0.02770 0.01615 -0.0915 0.8589 0.0777
-0.500 0.3374 0.02676 0.01513 -0.0916 0.8474 0.0804
-0.250 0.3679 0.02603 0.01432 -0.0917 0.8365 0.0843
0.000 0.3994 0.02536 0.01347 -0.0915 0.8255 0.0870
0.250 0.4274 0.02484 0.01281 -0.0909 0.8126 0.0888
0.500 0.4551 0.02439 0.01223 -0.0902 0.7998 0.0911
0.750 0.4826 0.02395 0.01171 -0.0896 0.7870 0.0942
1.000 0.5100 0.02354 0.01127 -0.0890 0.7740 0.0995
1.250 0.5375 0.02321 0.01090 -0.0884 0.7609 0.1107
1.500 0.5650 0.02284 0.01056 -0.0878 0.7474 0.1289
1.750 0.5916 0.02181 0.01038 -0.0876 0.7330 0.3208
2.250 0.6411 0.02070 0.00994 -0.0844 0.7021 1.0000
2.500 0.6670 0.02085 0.00988 -0.0835 0.6859 1.0000
2.750 0.6923 0.02104 0.00994 -0.0826 0.6686 1.0000
3.000 0.7177 0.02125 0.01002 -0.0818 0.6514 1.0000
3.250 0.7431 0.02147 0.01016 -0.0810 0.6345 1.0000
3.500 0.7686 0.02173 0.01033 -0.0802 0.6180 1.0000
3.750 0.7941 0.02201 0.01054 -0.0795 0.6018 1.0000
4.000 0.8194 0.02231 0.01082 -0.0788 0.5860 1.0000
4.250 0.8448 0.02265 0.01112 -0.0782 0.5705 1.0000
4.500 0.8700 0.02302 0.01148 -0.0776 0.5558 1.0000
4.750 0.8952 0.02341 0.01189 -0.0770 0.5416 1.0000
5.000 0.9205 0.02383 0.01232 -0.0764 0.5282 1.0000
5.250 0.9459 0.02426 0.01276 -0.0759 0.5159 1.0000
5.500 0.9713 0.02471 0.01326 -0.0753 0.5042 1.0000
5.750 0.9959 0.02528 0.01391 -0.0748 0.4919 1.0000
6.000 1.0206 0.02587 0.01459 -0.0744 0.4806 1.0000
6.250 1.0459 0.02643 0.01521 -0.0739 0.4708 1.0000
6.500 1.0707 0.02709 0.01602 -0.0734 0.4611 1.0000
6.750 1.0950 0.02787 0.01697 -0.0730 0.4521 1.0000
7.000 1.1207 0.02853 0.01775 -0.0726 0.4442 1.0000
7.250 1.1436 0.02947 0.01897 -0.0721 0.4352 1.0000
7.500 1.1688 0.03012 0.01974 -0.0716 0.4266 1.0000
7.750 1.1910 0.03065 0.02042 -0.0705 0.4127 1.0000
8.000 1.2078 0.03111 0.02106 -0.0688 0.3918 1.0000
8.250 1.2238 0.03126 0.02130 -0.0666 0.3672 1.0000
8.500 1.2348 0.03168 0.02187 -0.0642 0.3390 1.0000
8.750 1.2439 0.03224 0.02254 -0.0617 0.3079 1.0000
9.000 1.2491 0.03316 0.02353 -0.0589 0.2668 1.0000
9.250 1.2483 0.03476 0.02492 -0.0559 0.2022 1.0000
9.500 1.2350 0.03772 0.02712 -0.0524 0.1236 1.0000
9.750 1.2232 0.04104 0.03014 -0.0495 0.1026 1.0000
10.000 1.2145 0.04439 0.03346 -0.0476 0.0909 1.0000
10.250 1.2072 0.04783 0.03696 -0.0463 0.0829 1.0000
10.500 1.2010 0.05133 0.04059 -0.0454 0.0768 1.0000
10.750 1.1947 0.05500 0.04434 -0.0449 0.0719 1.0000
11.000 1.1874 0.05890 0.04827 -0.0447 0.0685 1.0000
11.250 1.1848 0.06233 0.05189 -0.0443 0.0650 1.0000
11.500 1.1826 0.06573 0.05541 -0.0439 0.0622 1.0000
11.750 1.1807 0.06907 0.05880 -0.0435 0.0595 1.0000
12.000 1.1808 0.07207 0.06177 -0.0426 0.0569 1.0000
12.250 1.1857 0.07473 0.06469 -0.0418 0.0539 1.0000
12.500 1.1912 0.07730 0.06742 -0.0409 0.0512 1.0000
12.750 1.2006 0.07938 0.06962 -0.0394 0.0491 1.0000
13.000 1.2161 0.08084 0.07115 -0.0371 0.0469 1.0000
13.250 1.2270 0.08335 0.07385 -0.0357 0.0451 1.0000
13.500 1.2260 0.08731 0.07814 -0.0360 0.0438 1.0000
13.750 1.2226 0.09163 0.08276 -0.0367 0.0427 1.0000
14.000 1.2169 0.09636 0.08776 -0.0378 0.0419 1.0000
14.250 1.2089 0.10156 0.09322 -0.0394 0.0413 1.0000
14.500 1.1982 0.10736 0.09927 -0.0417 0.0410 1.0000
14.750 1.1845 0.11396 0.10612 -0.0448 0.0409 1.0000
15.000 1.1683 0.12149 0.11389 -0.0489 0.0410 1.0000
15.250 1.1498 0.13004 0.12266 -0.0541 0.0413 1.0000
15.500 1.1294 0.13984 0.13266 -0.0603 0.0417 1.0000
15.750 1.1081 0.15094 0.14391 -0.0674 0.0423 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 328 AIRFOIL (goe328-il)