GOE 342 AIRFOIL (goe342-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 342 AIRFOIL (goe342-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 47.81 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe342-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe342-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.3064 0.10627 0.09990 -0.0232 1.0000 0.0580
-7.000 -0.3113 0.10474 0.09847 -0.0216 1.0000 0.0593
-6.750 -0.3163 0.10333 0.09715 -0.0202 1.0000 0.0608
-6.500 -0.3207 0.10208 0.09598 -0.0195 1.0000 0.0627
-6.250 -0.3234 0.10143 0.09539 -0.0208 1.0000 0.0646
-6.000 -0.3191 0.10149 0.09550 -0.0260 1.0000 0.0655
-5.750 -0.3149 0.09602 0.09008 -0.0220 0.9981 0.0677
-5.500 -0.2950 0.09228 0.08632 -0.0252 0.9934 0.0722
-5.250 -0.2456 0.09042 0.08429 -0.0426 0.9860 0.0775
-5.000 -0.2394 0.08536 0.07931 -0.0396 0.9823 0.0794
-4.750 -0.2191 0.08169 0.07559 -0.0419 0.9781 0.0841
-4.500 -0.1775 0.07869 0.07246 -0.0534 0.9721 0.0913
-4.250 -0.1614 0.07492 0.06869 -0.0534 0.9684 0.0978
-4.000 -0.1218 0.07175 0.06540 -0.0627 0.9633 0.1051
-3.750 -0.0993 0.06839 0.06200 -0.0647 0.9593 0.1117
-3.500 -0.0598 0.06502 0.05851 -0.0723 0.9555 0.1202
-3.250 -0.0240 0.06223 0.05556 -0.0784 0.9508 0.1333
-3.000 0.0092 0.05921 0.05246 -0.0829 0.9473 0.1488
-2.750 0.0436 0.05640 0.04955 -0.0875 0.9438 0.1644
-2.500 0.0746 0.05385 0.04691 -0.0911 0.9394 0.1803
-2.250 0.1091 0.05125 0.04421 -0.0949 0.9359 0.1991
-2.000 0.1469 0.04877 0.04163 -0.0994 0.9332 0.2293
-1.750 0.1701 0.04673 0.03960 -0.1005 0.9281 0.2726
-1.250 0.3152 0.04136 0.03268 -0.1208 0.9223 0.1021
-1.000 0.3632 0.03912 0.03005 -0.1254 0.9198 0.0884
-0.750 0.3953 0.03771 0.02845 -0.1271 0.9135 0.0853
-0.500 0.4402 0.03623 0.02662 -0.1308 0.9081 0.0855
-0.250 0.4810 0.03489 0.02496 -0.1334 0.9004 0.0837
0.000 0.5309 0.03331 0.02294 -0.1370 0.8921 0.0803
0.250 0.5723 0.03214 0.02134 -0.1388 0.8805 0.0783
0.500 0.6162 0.03095 0.01983 -0.1410 0.8702 0.0775
0.750 0.6573 0.02990 0.01852 -0.1426 0.8614 0.0775
1.000 0.6866 0.02934 0.01784 -0.1425 0.8517 0.0790
1.250 0.7246 0.02861 0.01702 -0.1438 0.8453 0.0841
1.500 0.7507 0.02835 0.01668 -0.1431 0.8347 0.0873
1.750 0.7849 0.02780 0.01605 -0.1435 0.8269 0.0894
2.000 0.8151 0.02741 0.01567 -0.1434 0.8166 0.0924
2.250 0.8438 0.02715 0.01541 -0.1431 0.8054 0.0972
2.500 0.8768 0.02673 0.01500 -0.1433 0.7955 0.1052
2.750 0.9087 0.02629 0.01473 -0.1433 0.7843 0.1264
3.000 0.9311 0.02488 0.01474 -0.1418 0.7710 1.0000
3.250 0.9582 0.02487 0.01457 -0.1408 0.7569 1.0000
3.500 0.9853 0.02483 0.01447 -0.1398 0.7419 1.0000
3.750 1.0122 0.02477 0.01437 -0.1388 0.7257 1.0000
4.000 1.0390 0.02469 0.01428 -0.1377 0.7082 1.0000
4.250 1.0628 0.02476 0.01436 -0.1363 0.6875 1.0000
4.500 1.0855 0.02488 0.01457 -0.1348 0.6639 1.0000
4.750 1.1081 0.02502 0.01476 -0.1333 0.6381 1.0000
5.000 1.1327 0.02509 0.01485 -0.1320 0.6117 1.0000
5.250 1.1586 0.02513 0.01492 -0.1308 0.5859 1.0000
5.500 1.1846 0.02525 0.01498 -0.1297 0.5605 1.0000
5.750 1.2105 0.02544 0.01505 -0.1286 0.5357 1.0000
6.000 1.2349 0.02583 0.01533 -0.1273 0.5113 1.0000
6.250 1.2575 0.02641 0.01587 -0.1261 0.4877 1.0000
6.500 1.2795 0.02708 0.01650 -0.1248 0.4661 1.0000
6.750 1.3004 0.02782 0.01721 -0.1234 0.4444 1.0000
7.000 1.3194 0.02863 0.01805 -0.1219 0.4221 1.0000
7.500 1.3541 0.03035 0.01990 -0.1184 0.3775 1.0000
7.750 1.3697 0.03128 0.02085 -0.1164 0.3550 1.0000
8.000 1.3833 0.03226 0.02198 -0.1143 0.3319 1.0000
8.250 1.3954 0.03331 0.02312 -0.1119 0.3081 1.0000
8.500 1.4053 0.03444 0.02449 -0.1094 0.2815 1.0000
8.750 1.4124 0.03568 0.02587 -0.1066 0.2509 1.0000
9.000 1.4165 0.03707 0.02728 -0.1034 0.2193 1.0000
9.250 1.4198 0.03869 0.02881 -0.1004 0.1923 1.0000
9.500 1.4235 0.04057 0.03056 -0.0976 0.1736 1.0000
9.750 1.4278 0.04262 0.03252 -0.0951 0.1580 1.0000
10.000 1.4318 0.04483 0.03468 -0.0927 0.1445 1.0000
10.250 1.4348 0.04721 0.03709 -0.0904 0.1312 1.0000
10.500 1.4349 0.04978 0.03971 -0.0883 0.1172 1.0000
10.750 1.4333 0.05249 0.04255 -0.0863 0.1042 1.0000
11.000 1.4325 0.05531 0.04555 -0.0844 0.0936 1.0000
11.250 1.4301 0.05830 0.04860 -0.0827 0.0852 1.0000
11.500 1.4276 0.06142 0.05197 -0.0812 0.0765 1.0000
11.750 1.4253 0.06472 0.05543 -0.0797 0.0697 1.0000
12.000 1.4221 0.06811 0.05897 -0.0785 0.0639 1.0000
12.250 1.4187 0.07165 0.06261 -0.0774 0.0593 1.0000
12.500 1.4156 0.07543 0.06670 -0.0765 0.0547 1.0000
12.750 1.4114 0.07919 0.07064 -0.0759 0.0515 1.0000
13.000 1.4104 0.08266 0.07412 -0.0751 0.0490 1.0000
13.250 1.4053 0.08725 0.07909 -0.0747 0.0471 1.0000
13.500 1.3964 0.09236 0.08456 -0.0751 0.0454 1.0000
13.750 1.3852 0.09782 0.09032 -0.0761 0.0441 1.0000
14.000 1.3726 0.10367 0.09644 -0.0778 0.0431 1.0000
14.250 1.3587 0.11007 0.10307 -0.0802 0.0424 1.0000
14.500 1.3433 0.11720 0.11044 -0.0836 0.0419 1.0000
14.750 1.3251 0.12561 0.11910 -0.0882 0.0419 1.0000
15.000 1.3015 0.13632 0.13006 -0.0947 0.0428 1.0000
15.250 1.2740 0.14944 0.14334 -0.1033 0.0443 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 342 AIRFOIL (goe342-il)