GOE 342 AIRFOIL (goe342-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 342 AIRFOIL (goe342-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.44 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe342-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe342-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 342 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 -0.2976 0.10973 0.10295 -0.0279 1.0000 0.0918
-7.750 -0.3035 0.10886 0.10221 -0.0268 1.0000 0.0939
-7.500 -0.3130 0.10890 0.10240 -0.0259 1.0000 0.0953
-7.250 -0.3216 0.10952 0.10315 -0.0267 1.0000 0.0961
-6.750 -0.3174 0.10172 0.09547 -0.0215 1.0000 0.1011
-6.500 -0.3202 0.10002 0.09385 -0.0203 1.0000 0.1044
-6.250 -0.3235 0.09904 0.09294 -0.0205 1.0000 0.1076
-6.000 -0.3230 0.09966 0.09362 -0.0251 1.0000 0.1097
-5.750 -0.3221 0.09599 0.09002 -0.0232 1.0000 0.1113
-5.500 -0.3213 0.09247 0.08655 -0.0199 1.0000 0.1146
-5.250 -0.3168 0.09027 0.08438 -0.0202 1.0000 0.1190
-5.000 -0.2943 0.09028 0.08434 -0.0311 1.0000 0.1242
-4.750 -0.2986 0.08546 0.07961 -0.0248 1.0000 0.1268
-4.500 -0.2907 0.08270 0.07687 -0.0246 1.0000 0.1328
-4.250 -0.2681 0.08044 0.07453 -0.0312 1.0000 0.1400
-4.000 -0.2627 0.07723 0.07136 -0.0290 1.0000 0.1474
-3.750 -0.2424 0.07441 0.06851 -0.0330 1.0000 0.1571
-3.500 -0.2168 0.07188 0.06590 -0.0382 1.0000 0.1703
-3.250 -0.1913 0.06933 0.06328 -0.0425 1.0000 0.1844
-3.000 -0.1695 0.06647 0.06038 -0.0451 1.0000 0.1991
-2.750 -0.1505 0.06340 0.05728 -0.0464 1.0000 0.2145
-2.500 -0.1323 0.06041 0.05430 -0.0471 1.0000 0.2320
-2.000 -0.0842 0.05538 0.04921 -0.0517 1.0000 0.3033
-1.750 -0.0686 0.05271 0.04660 -0.0509 1.0000 0.3490
-1.000 -0.0469 0.04498 0.03920 -0.0387 1.0000 0.5376
-0.750 -0.0360 0.04250 0.03681 -0.0351 1.0000 0.5967
-0.500 -0.0141 0.04026 0.03461 -0.0346 1.0000 0.6509
-0.250 0.0060 0.03795 0.03236 -0.0335 1.0000 0.6932
0.000 0.0432 0.03606 0.03045 -0.0372 1.0000 0.7272
0.250 0.1122 0.03495 0.02916 -0.0501 1.0000 0.7187
0.500 0.2843 0.03855 0.03091 -0.0930 1.0000 0.3745
0.750 0.3301 0.03893 0.03055 -0.0975 1.0000 0.2696
1.000 0.3645 0.03898 0.03012 -0.0993 1.0000 0.2270
1.250 0.3988 0.03866 0.02958 -0.1015 0.9986 0.2085
1.500 0.4735 0.03846 0.02878 -0.1100 0.9847 0.1817
2.000 0.5944 0.03811 0.02768 -0.1218 0.9529 0.1656
2.250 0.6451 0.03801 0.02740 -0.1258 0.9348 0.1690
2.500 0.6982 0.03772 0.02712 -0.1301 0.9160 0.1800
2.750 0.7561 0.03732 0.02678 -0.1349 0.8974 0.1953
3.000 0.8006 0.03697 0.02672 -0.1374 0.8742 0.2369
3.250 0.8485 0.03549 0.02614 -0.1393 0.8536 1.0000
3.500 0.8883 0.03547 0.02590 -0.1401 0.8280 1.0000
3.750 0.9434 0.03468 0.02506 -0.1427 0.8076 1.0000
4.000 0.9780 0.03439 0.02477 -0.1422 0.7814 1.0000
4.250 1.0245 0.03338 0.02379 -0.1428 0.7624 1.0000
4.500 1.0522 0.03338 0.02387 -0.1414 0.7368 1.0000
4.750 1.0906 0.03269 0.02324 -0.1409 0.7181 1.0000
5.000 1.1155 0.03305 0.02367 -0.1396 0.6960 1.0000
5.250 1.1444 0.03307 0.02377 -0.1385 0.6769 1.0000
5.500 1.1766 0.03257 0.02339 -0.1373 0.6588 1.0000
5.750 1.2045 0.03229 0.02319 -0.1357 0.6389 1.0000
6.000 1.2311 0.03188 0.02287 -0.1337 0.6171 1.0000
6.250 1.2619 0.03102 0.02209 -0.1319 0.5956 1.0000
6.500 1.2883 0.03062 0.02175 -0.1299 0.5719 1.0000
6.750 1.3141 0.03049 0.02167 -0.1280 0.5479 1.0000
7.000 1.3396 0.03035 0.02149 -0.1258 0.5196 1.0000
7.250 1.3617 0.03064 0.02179 -0.1234 0.4876 1.0000
7.500 1.3827 0.03118 0.02223 -0.1210 0.4513 1.0000
7.750 1.3986 0.03216 0.02309 -0.1179 0.4073 1.0000
8.000 1.4104 0.03364 0.02430 -0.1144 0.3533 1.0000
8.250 1.4218 0.03557 0.02596 -0.1111 0.3023 1.0000
8.500 1.4334 0.03723 0.02752 -0.1080 0.2647 1.0000
8.750 1.4454 0.03879 0.02903 -0.1052 0.2353 1.0000
9.000 1.4567 0.04016 0.03022 -0.1024 0.2096 1.0000
9.250 1.4642 0.04179 0.03186 -0.0994 0.1855 1.0000
9.500 1.4739 0.04403 0.03401 -0.0968 0.1627 1.0000
9.750 1.4930 0.04729 0.03692 -0.0956 0.1407 1.0000
10.000 1.5101 0.05132 0.04117 -0.0940 0.1258 1.0000
10.250 1.5291 0.05567 0.04552 -0.0931 0.1135 1.0000
10.500 1.5274 0.05930 0.04991 -0.0894 0.1095 1.0000
10.750 1.5295 0.06345 0.05454 -0.0865 0.1057 1.0000
11.000 1.5486 0.06886 0.05984 -0.0863 0.0996 1.0000
11.250 1.5339 0.07256 0.06413 -0.0821 0.0985 1.0000
11.500 1.5166 0.07657 0.06861 -0.0783 0.0978 1.0000
11.750 1.4956 0.08056 0.07295 -0.0745 0.0975 1.0000
12.000 1.4726 0.08479 0.07748 -0.0713 0.0976 1.0000
12.250 1.4483 0.08955 0.08250 -0.0692 0.0979 1.0000
12.500 1.4239 0.09488 0.08805 -0.0682 0.0984 1.0000
12.750 1.3999 0.10082 0.09417 -0.0683 0.0989 1.0000
13.000 1.3774 0.10732 0.10083 -0.0693 0.0994 1.0000
13.250 1.2613 0.12895 0.12281 -0.0868 0.1157 1.0000
13.500 1.2653 0.13385 0.12772 -0.0864 0.1140 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 342 AIRFOIL (goe342-il)