GOE 358 AIRFOIL (goe358-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 358 AIRFOIL (goe358-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.5 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe358-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe358-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 358 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3137 0.12068 0.11327 -0.0271 1.0000 0.2162
-9.000 -0.2982 0.11644 0.10901 -0.0262 1.0000 0.2234
-8.750 -0.3122 0.11693 0.10965 -0.0265 1.0000 0.2292
-8.500 -0.2963 0.11183 0.10454 -0.0257 1.0000 0.2339
-8.250 -0.2957 0.11011 0.10289 -0.0250 1.0000 0.2426
-8.000 -0.3049 0.10894 0.10185 -0.0244 1.0000 0.2467
-7.750 -0.2891 0.10494 0.09785 -0.0231 1.0000 0.2557
-7.500 -0.3152 0.10653 0.09963 -0.0214 1.0000 0.2604
-7.250 -0.2919 0.10075 0.09383 -0.0206 1.0000 0.2664
-7.000 -0.2997 0.09978 0.09297 -0.0186 1.0000 0.2737
-6.750 -0.3352 0.10207 0.09550 -0.0160 1.0000 0.2765
-6.500 -0.3032 0.09554 0.08889 -0.0145 1.0000 0.2861
-6.250 -0.3296 0.09663 0.09018 -0.0123 1.0000 0.2917
-6.000 -0.3185 0.09248 0.08605 -0.0100 1.0000 0.2975
-5.750 -0.3249 0.09127 0.08494 -0.0083 1.0000 0.3055
-5.500 -0.3380 0.09039 0.08420 -0.0080 1.0000 0.3100
-5.250 -0.3299 0.08701 0.08085 -0.0051 1.0000 0.3152
-5.000 -0.3416 0.08705 0.08099 -0.0067 1.0000 0.3244
-4.750 -0.3370 0.08351 0.07751 -0.0037 1.0000 0.3287
-4.500 -0.3360 0.08178 0.07582 -0.0030 1.0000 0.3383
-4.250 -0.3349 0.07960 0.07369 -0.0042 1.0000 0.3439
-4.000 -0.3296 0.07701 0.07114 -0.0026 1.0000 0.3489
-3.500 -0.1623 0.04672 0.03951 -0.0752 1.0000 0.2010
-3.250 -0.1263 0.04347 0.03603 -0.0804 1.0000 0.2041
-3.000 -0.0668 0.03785 0.02979 -0.0922 1.0000 0.2088
-2.750 -0.0162 0.03413 0.02544 -0.1001 1.0000 0.2173
-2.500 0.0173 0.03287 0.02388 -0.1029 1.0000 0.2302
-2.250 0.0383 0.03289 0.02400 -0.1025 1.0000 0.2402
-2.000 0.0656 0.03245 0.02348 -0.1037 1.0000 0.2559
-1.750 0.0886 0.03267 0.02371 -0.1038 1.0000 0.2793
-1.500 0.1071 0.03339 0.02454 -0.1029 1.0000 0.3108
-1.250 0.1216 0.03435 0.02569 -0.1010 1.0000 0.3484
-1.000 0.1644 0.03547 0.02689 -0.1034 0.9883 0.4138
-0.750 0.2136 0.03613 0.02757 -0.1068 0.9726 0.4746
-0.500 0.2595 0.03635 0.02783 -0.1097 0.9570 0.5340
-0.250 0.3101 0.03598 0.02738 -0.1142 0.9414 0.5679
0.000 0.3571 0.03566 0.02696 -0.1183 0.9241 0.5916
0.250 0.4039 0.03543 0.02661 -0.1224 0.9060 0.6134
0.500 0.4476 0.03510 0.02622 -0.1254 0.8881 0.6331
0.750 0.4920 0.03480 0.02584 -0.1285 0.8704 0.6513
1.000 0.5373 0.03445 0.02542 -0.1317 0.8531 0.6670
1.250 0.5833 0.03406 0.02497 -0.1347 0.8364 0.6813
1.500 0.6290 0.03364 0.02450 -0.1375 0.8203 0.6959
1.750 0.6724 0.03318 0.02403 -0.1397 0.8045 0.7105
2.000 0.7122 0.03276 0.02362 -0.1411 0.7890 0.7267
2.250 0.7495 0.03242 0.02334 -0.1421 0.7738 0.7442
2.500 0.7844 0.03217 0.02319 -0.1427 0.7595 0.7656
2.750 0.8196 0.03170 0.02292 -0.1431 0.7468 0.7978
3.000 0.8527 0.03120 0.02265 -0.1429 0.7344 1.0000
3.250 0.8852 0.03197 0.02336 -0.1443 0.7194 1.0000
3.500 0.9131 0.03308 0.02439 -0.1451 0.7054 1.0000
3.750 0.9401 0.03430 0.02556 -0.1458 0.6933 1.0000
4.000 0.9802 0.03447 0.02564 -0.1472 0.6848 1.0000
4.250 0.9950 0.03646 0.02763 -0.1467 0.6718 1.0000
4.500 1.0152 0.03811 0.02927 -0.1465 0.6617 1.0000
4.750 1.0412 0.03930 0.03046 -0.1467 0.6535 1.0000
5.000 1.0477 0.04212 0.03332 -0.1457 0.6430 1.0000
5.250 1.0868 0.04190 0.03312 -0.1459 0.6355 1.0000
5.500 1.0847 0.04531 0.03660 -0.1443 0.6236 1.0000
5.750 1.1029 0.04678 0.03812 -0.1432 0.6133 1.0000
6.000 1.1492 0.04531 0.03670 -0.1428 0.6031 1.0000
6.250 1.1504 0.04814 0.03963 -0.1408 0.5902 1.0000
6.500 1.1574 0.05057 0.04216 -0.1392 0.5790 1.0000
6.750 1.2070 0.04896 0.04067 -0.1389 0.5707 1.0000
7.000 1.1853 0.05429 0.04612 -0.1366 0.5585 1.0000
7.250 1.1875 0.05725 0.04919 -0.1349 0.5471 1.0000
7.500 1.2587 0.05297 0.04510 -0.1342 0.5359 1.0000
7.750 1.2903 0.05191 0.04420 -0.1319 0.5184 1.0000
8.000 1.3716 0.04413 0.03632 -0.1298 0.4873 1.0000
8.250 1.3898 0.04396 0.03632 -0.1269 0.4644 1.0000
8.500 1.4304 0.04167 0.03395 -0.1250 0.4379 1.0000
8.750 1.4577 0.04031 0.03252 -0.1223 0.4068 1.0000
9.000 1.4688 0.03997 0.03224 -0.1181 0.3708 1.0000
9.250 1.4779 0.03941 0.03141 -0.1133 0.3254 1.0000
9.500 1.4733 0.04018 0.03200 -0.1077 0.2816 1.0000
9.750 1.4671 0.04149 0.03309 -0.1025 0.2462 1.0000
10.000 1.4647 0.04306 0.03432 -0.0982 0.2197 1.0000
10.250 1.4634 0.04516 0.03628 -0.0943 0.1988 1.0000
10.500 1.4800 0.04755 0.03811 -0.0926 0.1778 1.0000
10.750 1.4989 0.05065 0.04117 -0.0914 0.1612 1.0000
11.000 1.5244 0.05405 0.04447 -0.0911 0.1471 1.0000
11.250 1.5258 0.05702 0.04784 -0.0881 0.1402 1.0000
11.500 1.5482 0.06071 0.05153 -0.0877 0.1319 1.0000
11.750 1.5389 0.06383 0.05509 -0.0839 0.1285 1.0000
12.000 1.5413 0.06707 0.05854 -0.0816 0.1238 1.0000
12.250 1.5598 0.07140 0.06291 -0.0812 0.1191 1.0000
12.500 1.5391 0.07507 0.06697 -0.0773 0.1184 1.0000
12.750 1.5160 0.07924 0.07150 -0.0742 0.1179 1.0000
13.000 1.4903 0.08400 0.07658 -0.0722 0.1177 1.0000
13.250 1.4625 0.08946 0.08234 -0.0712 0.1178 1.0000
13.500 1.4326 0.09574 0.08888 -0.0715 0.1182 1.0000
13.750 1.4022 0.10287 0.09621 -0.0731 0.1188 1.0000
14.000 1.3721 0.11084 0.10436 -0.0757 0.1195 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 358 AIRFOIL (goe358-il)