GOE 358 AIRFOIL (goe358-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 358 AIRFOIL (goe358-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.24 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe358-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe358-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3220 0.10285 0.09572 -0.0367 1.0000 0.0824
-8.250 -0.3268 0.10011 0.09307 -0.0362 1.0000 0.0819
-8.000 -0.3339 0.09765 0.09070 -0.0353 1.0000 0.0823
-7.750 -0.3434 0.09537 0.08854 -0.0340 1.0000 0.0828
-7.500 -0.3527 0.09291 0.08618 -0.0331 1.0000 0.0834
-7.250 -0.3598 0.09002 0.08339 -0.0331 1.0000 0.0839
-7.000 -0.3656 0.08687 0.08033 -0.0337 1.0000 0.0842
-6.750 -0.3697 0.08342 0.07695 -0.0348 1.0000 0.0842
-6.500 -0.3722 0.07928 0.07288 -0.0376 1.0000 0.0850
-6.250 -0.3706 0.07337 0.06698 -0.0439 1.0000 0.0865
-6.000 -0.3523 0.06067 0.05410 -0.0620 1.0000 0.0880
-5.750 -0.3450 0.06141 0.05492 -0.0574 1.0000 0.0898
-5.500 -0.3306 0.05950 0.05299 -0.0584 1.0000 0.0931
-5.250 -0.2484 0.04153 0.03369 -0.0927 1.0000 0.1006
-5.000 -0.2060 0.03846 0.03028 -0.0991 0.9964 0.1057
-4.750 -0.1587 0.03542 0.02672 -0.1058 0.9920 0.1097
-4.500 -0.1088 0.03269 0.02322 -0.1127 0.9874 0.1168
-4.250 -0.0692 0.03156 0.02200 -0.1159 0.9813 0.1212
-4.000 -0.0255 0.03025 0.02037 -0.1198 0.9758 0.1259
-3.750 0.0154 0.02910 0.01881 -0.1231 0.9686 0.1312
-3.500 0.0547 0.02842 0.01814 -0.1259 0.9613 0.1397
-3.250 0.0969 0.02765 0.01722 -0.1292 0.9543 0.1508
-3.000 0.1352 0.02699 0.01646 -0.1316 0.9455 0.1630
-2.750 0.1757 0.02639 0.01599 -0.1345 0.9374 0.1830
-2.500 0.2158 0.02617 0.01603 -0.1369 0.9287 0.2201
-2.250 0.2496 0.02640 0.01635 -0.1378 0.9171 0.2688
-2.000 0.2840 0.02674 0.01664 -0.1386 0.9053 0.3091
-1.750 0.3205 0.02708 0.01693 -0.1396 0.8941 0.3429
-1.500 0.3558 0.02747 0.01735 -0.1400 0.8826 0.3774
-1.250 0.3878 0.02752 0.01731 -0.1402 0.8690 0.4037
-1.000 0.4212 0.02726 0.01694 -0.1408 0.8564 0.4201
-0.750 0.4575 0.02685 0.01646 -0.1418 0.8457 0.4339
-0.500 0.4907 0.02652 0.01606 -0.1422 0.8335 0.4473
-0.250 0.5218 0.02626 0.01573 -0.1424 0.8201 0.4603
0.000 0.5547 0.02597 0.01532 -0.1430 0.8073 0.4722
0.250 0.5892 0.02562 0.01485 -0.1437 0.7952 0.4824
0.500 0.6238 0.02524 0.01438 -0.1443 0.7832 0.4909
0.750 0.6555 0.02505 0.01407 -0.1447 0.7687 0.4997
1.000 0.6862 0.02483 0.01380 -0.1447 0.7540 0.5072
1.250 0.7178 0.02470 0.01356 -0.1449 0.7392 0.5160
1.500 0.7478 0.02455 0.01338 -0.1448 0.7242 0.5234
1.750 0.7782 0.02450 0.01324 -0.1449 0.7087 0.5325
2.000 0.8071 0.02445 0.01318 -0.1446 0.6931 0.5407
2.250 0.8360 0.02449 0.01317 -0.1444 0.6775 0.5498
2.500 0.8640 0.02454 0.01323 -0.1441 0.6621 0.5593
2.750 0.8918 0.02463 0.01332 -0.1437 0.6469 0.5696
3.000 0.9195 0.02475 0.01343 -0.1434 0.6322 0.5813
3.250 0.9464 0.02487 0.01362 -0.1429 0.6178 0.5938
3.500 0.9722 0.02508 0.01391 -0.1424 0.6035 0.6082
3.750 0.9980 0.02529 0.01425 -0.1419 0.5904 0.6261
4.000 1.0243 0.02547 0.01458 -0.1415 0.5790 0.6499
4.250 1.0506 0.02548 0.01481 -0.1409 0.5688 0.6943
4.500 1.0720 0.02566 0.01528 -0.1396 0.5574 1.0000
4.750 1.1000 0.02620 0.01576 -0.1396 0.5476 1.0000
5.000 1.1274 0.02676 0.01630 -0.1395 0.5383 1.0000
5.250 1.1532 0.02743 0.01701 -0.1392 0.5292 1.0000
5.500 1.1806 0.02795 0.01751 -0.1389 0.5204 1.0000
5.750 1.2037 0.02867 0.01831 -0.1382 0.5098 1.0000
6.000 1.2300 0.02919 0.01884 -0.1377 0.5006 1.0000
6.250 1.2527 0.02991 0.01967 -0.1369 0.4905 1.0000
6.500 1.2765 0.03058 0.02043 -0.1361 0.4815 1.0000
6.750 1.3004 0.03121 0.02117 -0.1353 0.4721 1.0000
7.000 1.3212 0.03198 0.02210 -0.1342 0.4618 1.0000
7.250 1.3466 0.03248 0.02263 -0.1335 0.4526 1.0000
7.500 1.3649 0.03338 0.02379 -0.1320 0.4420 1.0000
7.750 1.3854 0.03407 0.02463 -0.1307 0.4313 1.0000
8.000 1.4052 0.03455 0.02520 -0.1291 0.4177 1.0000
8.250 1.4210 0.03504 0.02580 -0.1269 0.4012 1.0000
8.500 1.4343 0.03560 0.02650 -0.1244 0.3839 1.0000
8.750 1.4467 0.03624 0.02728 -0.1219 0.3671 1.0000
9.000 1.4589 0.03699 0.02817 -0.1194 0.3515 1.0000
9.250 1.4676 0.03786 0.02921 -0.1165 0.3346 1.0000
9.500 1.4724 0.03889 0.03043 -0.1133 0.3162 1.0000
9.750 1.4730 0.04009 0.03181 -0.1097 0.2966 1.0000
10.000 1.4698 0.04148 0.03336 -0.1057 0.2755 1.0000
10.250 1.4633 0.04336 0.03538 -0.1021 0.2499 1.0000
10.500 1.4556 0.04553 0.03751 -0.0989 0.2210 1.0000
10.750 1.4457 0.04819 0.03994 -0.0961 0.1962 1.0000
11.000 1.4339 0.05148 0.04300 -0.0939 0.1780 1.0000
11.250 1.4219 0.05524 0.04663 -0.0921 0.1631 1.0000
11.500 1.4108 0.05920 0.05056 -0.0909 0.1500 1.0000
11.750 1.3999 0.06335 0.05468 -0.0900 0.1388 1.0000
12.000 1.3906 0.06754 0.05896 -0.0895 0.1277 1.0000
12.250 1.3824 0.07174 0.06327 -0.0892 0.1176 1.0000
12.500 1.3735 0.07604 0.06756 -0.0891 0.1100 1.0000
12.750 1.3668 0.08026 0.07190 -0.0891 0.1020 1.0000
13.000 1.3598 0.08447 0.07610 -0.0892 0.0958 1.0000
13.250 1.3544 0.08858 0.08030 -0.0894 0.0895 1.0000
13.500 1.3503 0.09245 0.08414 -0.0894 0.0845 1.0000
13.750 1.3474 0.09637 0.08823 -0.0895 0.0791 1.0000
14.000 1.3461 0.09972 0.09147 -0.0894 0.0748 1.0000
14.250 1.3446 0.10370 0.09571 -0.0896 0.0706 1.0000
14.500 1.3439 0.10738 0.09949 -0.0899 0.0668 1.0000
14.750 1.3478 0.11000 0.10201 -0.0894 0.0634 1.0000
15.000 1.3433 0.11493 0.10730 -0.0906 0.0610 1.0000
15.250 1.3388 0.11985 0.11248 -0.0921 0.0587 1.0000
15.500 1.3351 0.12458 0.11738 -0.0936 0.0566 1.0000
15.750 1.3369 0.12798 0.12080 -0.0943 0.0543 1.0000
16.000 1.3341 0.13266 0.12559 -0.0959 0.0528 1.0000
16.250 1.3188 0.14072 0.13397 -0.1005 0.0522 1.0000
16.500 1.3002 0.15005 0.14358 -0.1063 0.0519 1.0000
16.750 1.2779 0.16118 0.15495 -0.1136 0.0519 1.0000
17.000 1.2510 0.17501 0.16896 -0.1230 0.0522 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 358 AIRFOIL (goe358-il)