GOE 346 (FRIEDRICHSHAFEN-STAAKEN) AIRFOIL (goe346-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 346 (FRIEDRICHSHAFEN-STAAKEN) AIRFOIL (goe346-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.26 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe346-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe346-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 346 (FRIEDRICHSHAFEN-STAAKEN) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.4453 0.12268 0.11539 -0.0077 1.0000 0.0975
-9.250 -0.4485 0.12203 0.11483 -0.0109 1.0000 0.0992
-9.000 -0.4547 0.12184 0.11475 -0.0145 1.0000 0.0998
-8.750 -0.4295 0.11265 0.10548 -0.0108 1.0000 0.1047
-8.500 -0.4241 0.10961 0.10248 -0.0117 1.0000 0.1088
-8.250 -0.4247 0.10780 0.10075 -0.0139 1.0000 0.1123
-8.000 -0.4289 0.10728 0.10034 -0.0191 1.0000 0.1139
-7.750 -0.4162 0.10121 0.09430 -0.0161 1.0000 0.1174
-7.500 -0.4084 0.09783 0.09095 -0.0165 1.0000 0.1231
-7.250 -0.4063 0.09659 0.08977 -0.0229 1.0000 0.1278
-7.000 -0.3972 0.09169 0.08493 -0.0206 1.0000 0.1327
-6.750 -0.3903 0.08919 0.08247 -0.0234 1.0000 0.1407
-6.250 -0.3746 0.08288 0.07623 -0.0259 1.0000 0.1547
-6.000 -0.3670 0.07941 0.07279 -0.0266 1.0000 0.1607
-5.750 -0.3557 0.07774 0.07107 -0.0318 1.0000 0.1718
-5.500 -0.3498 0.07341 0.06685 -0.0274 1.0000 0.1807
-5.250 -0.3408 0.07036 0.06383 -0.0279 1.0000 0.1922
-5.000 -0.3316 0.06746 0.06095 -0.0282 1.0000 0.2071
-4.750 -0.3194 0.06531 0.05873 -0.0308 1.0000 0.2316
-4.500 -0.3150 0.06184 0.05539 -0.0269 1.0000 0.2516
-4.250 -0.3083 0.05911 0.05269 -0.0251 1.0000 0.2823
-4.000 -0.0076 0.03730 0.03030 -0.0211 1.0000 1.0000
-3.750 0.0046 0.03552 0.02858 -0.0222 1.0000 1.0000
-3.500 0.0165 0.03383 0.02696 -0.0232 1.0000 1.0000
-3.250 -0.3065 0.04919 0.04323 -0.0053 1.0000 0.4860
-3.000 -0.3106 0.04661 0.04083 0.0032 1.0000 0.5346
-2.750 -0.3124 0.04431 0.03865 0.0109 1.0000 0.5828
-2.500 -0.3114 0.04203 0.03645 0.0172 1.0000 0.6273
-2.250 -0.3055 0.03985 0.03433 0.0211 1.0000 0.6682
-2.000 -0.3002 0.03745 0.03203 0.0263 1.0000 0.7021
-1.750 -0.2821 0.03507 0.02967 0.0263 1.0000 0.7249
-1.500 -0.2232 0.03227 0.02668 0.0125 1.0000 0.7124
-1.250 -0.0072 0.03111 0.02299 -0.0461 1.0000 0.3807
-1.000 0.0363 0.03064 0.02182 -0.0495 1.0000 0.3040
-0.750 0.0720 0.03018 0.02078 -0.0508 1.0000 0.2604
-0.500 0.1035 0.02953 0.01971 -0.0513 1.0000 0.2302
-0.250 0.1320 0.02867 0.01863 -0.0514 1.0000 0.2097
0.000 0.1597 0.02819 0.01786 -0.0514 1.0000 0.1937
0.250 0.1859 0.02789 0.01729 -0.0512 1.0000 0.1823
0.500 0.2111 0.02761 0.01680 -0.0510 1.0000 0.1737
0.750 0.2349 0.02747 0.01649 -0.0506 1.0000 0.1690
1.000 0.2591 0.02737 0.01625 -0.0504 1.0000 0.1690
1.250 0.2825 0.02742 0.01619 -0.0502 1.0000 0.1705
1.500 0.3058 0.02752 0.01624 -0.0502 1.0000 0.1708
1.750 0.3287 0.02773 0.01644 -0.0502 1.0000 0.1711
2.000 0.3518 0.02802 0.01677 -0.0506 1.0000 0.1729
2.250 0.3813 0.02843 0.01724 -0.0524 0.9971 0.1778
2.500 0.4506 0.02872 0.01769 -0.0612 0.9766 0.2036
2.750 0.5104 0.02737 0.01813 -0.0674 0.9549 1.0000
3.000 0.5715 0.02793 0.01831 -0.0731 0.9285 1.0000
3.250 0.6286 0.02812 0.01839 -0.0778 0.8999 1.0000
3.500 0.6838 0.02796 0.01827 -0.0816 0.8708 1.0000
3.750 0.7357 0.02745 0.01789 -0.0839 0.8417 1.0000
4.000 0.7807 0.02671 0.01734 -0.0844 0.8117 1.0000
4.250 0.8219 0.02571 0.01649 -0.0835 0.7802 1.0000
4.500 0.8545 0.02486 0.01577 -0.0810 0.7429 1.0000
4.750 0.8863 0.02396 0.01496 -0.0781 0.7017 1.0000
5.000 0.9124 0.02358 0.01455 -0.0748 0.6528 1.0000
5.250 0.9377 0.02353 0.01436 -0.0719 0.6035 1.0000
5.500 0.9621 0.02390 0.01453 -0.0694 0.5574 1.0000
5.750 0.9846 0.02451 0.01499 -0.0671 0.5132 1.0000
6.000 1.0046 0.02510 0.01538 -0.0646 0.4685 1.0000
6.250 1.0234 0.02575 0.01589 -0.0624 0.4260 1.0000
6.500 1.0416 0.02645 0.01648 -0.0602 0.3848 1.0000
6.750 1.0568 0.02720 0.01708 -0.0577 0.3380 1.0000
7.000 1.0705 0.02855 0.01825 -0.0551 0.2822 1.0000
7.250 1.0799 0.03110 0.02019 -0.0518 0.2044 1.0000
7.500 1.0978 0.03350 0.02236 -0.0499 0.1648 1.0000
7.750 1.1222 0.03596 0.02468 -0.0489 0.1461 1.0000
8.000 1.1447 0.03831 0.02719 -0.0478 0.1327 1.0000
8.250 1.1658 0.04105 0.03028 -0.0466 0.1231 1.0000
8.500 1.1890 0.04419 0.03343 -0.0458 0.1173 1.0000
8.750 1.2024 0.04779 0.03777 -0.0439 0.1129 1.0000
9.000 1.2174 0.05088 0.04115 -0.0424 0.1077 1.0000
9.250 1.2334 0.05484 0.04524 -0.0414 0.1049 1.0000
9.500 1.2392 0.05963 0.05051 -0.0395 0.1045 1.0000
9.750 1.2396 0.06455 0.05593 -0.0375 0.1044 1.0000
10.000 1.2352 0.06956 0.06143 -0.0356 0.1044 1.0000
10.250 1.2271 0.07467 0.06690 -0.0338 0.1045 1.0000
10.500 1.1529 0.08224 0.07521 -0.0316 0.1111 1.0000
10.750 1.1205 0.08857 0.08168 -0.0324 0.1131 1.0000
11.000 1.0939 0.09576 0.08894 -0.0351 0.1150 1.0000
11.250 1.0796 0.10277 0.09597 -0.0377 0.1167 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 346 (FRIEDRICHSHAFEN-STAAKEN) AIRFOIL (goe346-il)