GOE 359 AIRFOIL (goe359-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 359 AIRFOIL (goe359-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.9 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe359-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe359-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 359 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2813 0.11307 0.10648 -0.0255 1.0000 0.1094
-8.250 -0.2864 0.11268 0.10622 -0.0269 1.0000 0.1122
-8.000 -0.2981 0.11324 0.10697 -0.0279 1.0000 0.1131
-7.750 -0.2735 0.10534 0.09904 -0.0259 1.0000 0.1195
-7.500 -0.2756 0.10366 0.09747 -0.0255 1.0000 0.1239
-7.250 -0.2855 0.10351 0.09750 -0.0261 1.0000 0.1264
-7.000 -0.2948 0.10427 0.09844 -0.0297 1.0000 0.1275
-6.750 -0.2792 0.09701 0.09121 -0.0239 1.0000 0.1331
-6.500 -0.2818 0.09529 0.08962 -0.0233 1.0000 0.1377
-6.250 -0.2914 0.09523 0.08970 -0.0246 1.0000 0.1409
-6.000 -0.2996 0.09502 0.08962 -0.0266 1.0000 0.1424
-5.750 -0.2978 0.09018 0.08486 -0.0201 1.0000 0.1469
-5.500 -0.3024 0.08868 0.08344 -0.0190 1.0000 0.1520
-5.250 -0.3036 0.08974 0.08453 -0.0262 1.0000 0.1567
-5.000 -0.3075 0.08506 0.07997 -0.0191 1.0000 0.1603
-4.750 -0.3067 0.08322 0.07818 -0.0188 1.0000 0.1677
-4.250 -0.2908 0.08004 0.07497 -0.0258 1.0000 0.1863
-4.000 -0.2948 0.07644 0.07150 -0.0201 1.0000 0.1931
-3.750 -0.2860 0.07413 0.06919 -0.0217 1.0000 0.2056
-3.500 -0.2758 0.07178 0.06685 -0.0231 1.0000 0.2199
-3.250 -0.2645 0.06937 0.06445 -0.0243 1.0000 0.2354
-3.000 -0.2340 0.06625 0.06125 -0.0296 0.9953 0.2625
-2.750 -0.1905 0.06245 0.05737 -0.0363 0.9848 0.3050
-2.500 -0.1603 0.05898 0.05388 -0.0386 0.9743 0.3627
-2.000 -0.1309 0.05254 0.04765 -0.0315 0.9543 0.5118
-1.750 -0.1132 0.04944 0.04463 -0.0280 0.9449 0.5847
-1.500 -0.0977 0.04663 0.04188 -0.0248 0.9339 0.6365
-1.250 -0.0713 0.04398 0.03919 -0.0250 0.9230 0.6845
-1.000 0.2352 0.04127 0.03340 -0.1010 0.9070 0.2235
-0.750 0.2899 0.03953 0.03098 -0.1061 0.8964 0.1960
-0.500 0.3493 0.03772 0.02856 -0.1115 0.8877 0.1800
-0.250 0.3883 0.03702 0.02726 -0.1134 0.8756 0.1709
0.000 0.4249 0.03633 0.02631 -0.1151 0.8642 0.1690
0.250 0.4667 0.03573 0.02535 -0.1173 0.8540 0.1696
0.500 0.5124 0.03511 0.02453 -0.1200 0.8447 0.1816
0.750 0.5406 0.03517 0.02447 -0.1202 0.8330 0.1909
1.000 0.5729 0.03512 0.02436 -0.1209 0.8224 0.2043
1.250 0.6192 0.03437 0.02376 -0.1233 0.8145 0.2485
1.500 0.6381 0.03320 0.02394 -0.1217 0.8031 1.0000
1.750 0.6619 0.03418 0.02449 -0.1212 0.7918 1.0000
2.000 0.6926 0.03485 0.02489 -0.1216 0.7815 1.0000
2.250 0.7278 0.03514 0.02498 -0.1221 0.7706 1.0000
2.500 0.7526 0.03576 0.02546 -0.1213 0.7568 1.0000
2.750 0.7786 0.03624 0.02584 -0.1205 0.7429 1.0000
3.000 0.8037 0.03676 0.02629 -0.1196 0.7292 1.0000
3.250 0.8273 0.03741 0.02688 -0.1186 0.7159 1.0000
3.500 0.8502 0.03815 0.02759 -0.1177 0.7032 1.0000
3.750 0.8745 0.03881 0.02823 -0.1168 0.6910 1.0000
4.000 0.9043 0.03904 0.02848 -0.1161 0.6798 1.0000
4.250 0.9361 0.03902 0.02846 -0.1154 0.6686 1.0000
4.500 0.9562 0.03991 0.02939 -0.1141 0.6550 1.0000
4.750 0.9773 0.04070 0.03022 -0.1128 0.6412 1.0000
5.000 0.9990 0.04144 0.03106 -0.1115 0.6273 1.0000
5.250 1.0207 0.04217 0.03187 -0.1101 0.6132 1.0000
5.500 1.0429 0.04288 0.03265 -0.1087 0.5990 1.0000
5.750 1.0655 0.04351 0.03336 -0.1073 0.5846 1.0000
6.000 1.0874 0.04424 0.03423 -0.1059 0.5702 1.0000
6.250 1.1073 0.04522 0.03532 -0.1044 0.5559 1.0000
6.500 1.1259 0.04636 0.03657 -0.1030 0.5417 1.0000
6.750 1.1427 0.04768 0.03801 -0.1015 0.5278 1.0000
7.000 1.1569 0.04932 0.03978 -0.1000 0.5145 1.0000
7.500 1.2137 0.04963 0.04039 -0.0976 0.4918 1.0000
7.750 1.2302 0.05098 0.04190 -0.0961 0.4797 1.0000
8.000 1.2736 0.04821 0.03923 -0.0942 0.4630 1.0000
8.250 1.1752 0.06336 0.05447 -0.0926 0.4547 1.0000
8.500 1.1143 0.07478 0.06577 -0.0939 0.4437 1.0000
8.750 1.3696 0.04189 0.03309 -0.0875 0.4011 1.0000
9.000 1.3896 0.04194 0.03328 -0.0856 0.3860 1.0000
9.250 1.4088 0.04163 0.03316 -0.0835 0.3691 1.0000
9.500 1.4339 0.03994 0.03140 -0.0813 0.3481 1.0000
9.750 1.4419 0.04048 0.03216 -0.0784 0.3318 1.0000
10.000 1.4517 0.04102 0.03292 -0.0758 0.3169 1.0000
10.250 1.4588 0.04169 0.03380 -0.0729 0.3020 1.0000
10.500 1.4583 0.04243 0.03471 -0.0693 0.2841 1.0000
10.750 1.4482 0.04324 0.03542 -0.0648 0.2625 1.0000
11.000 1.4345 0.04537 0.03772 -0.0613 0.2438 1.0000
11.250 1.4205 0.04799 0.04037 -0.0588 0.2231 1.0000
11.500 1.4044 0.05159 0.04409 -0.0574 0.2005 1.0000
11.750 1.3870 0.05596 0.04856 -0.0569 0.1740 1.0000
12.000 1.3684 0.06095 0.05350 -0.0570 0.1446 1.0000
12.250 1.3494 0.06624 0.05854 -0.0573 0.1242 1.0000
12.500 1.3318 0.07164 0.06375 -0.0577 0.1099 1.0000
12.750 1.3161 0.07693 0.06891 -0.0581 0.1004 1.0000
13.000 1.3048 0.08180 0.07377 -0.0583 0.0916 1.0000
13.250 1.2953 0.08640 0.07831 -0.0585 0.0860 1.0000
13.500 1.2899 0.09052 0.08248 -0.0584 0.0808 1.0000
13.750 1.2862 0.09422 0.08608 -0.0582 0.0769 1.0000
14.000 1.2883 0.09734 0.08935 -0.0572 0.0735 1.0000
14.250 1.2927 0.10017 0.09232 -0.0561 0.0705 1.0000
14.500 1.3021 0.10217 0.09435 -0.0543 0.0677 1.0000
14.750 1.3168 0.10379 0.09602 -0.0516 0.0650 1.0000
15.000 1.3118 0.10885 0.10141 -0.0526 0.0643 1.0000
15.250 1.3023 0.11477 0.10763 -0.0546 0.0639 1.0000
15.500 1.2892 0.12152 0.11466 -0.0575 0.0640 1.0000
15.750 1.2732 0.12914 0.12252 -0.0613 0.0643 1.0000
16.000 1.2562 0.13742 0.13099 -0.0659 0.0649 1.0000
16.250 1.2396 0.14610 0.13981 -0.0708 0.0655 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 359 AIRFOIL (goe359-il)