GOE 360 AIRFOIL (goe360-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 360 AIRFOIL (goe360-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.69 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe360-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe360-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 360 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2793 0.12454 0.11777 -0.0267 1.0000 0.0956
-9.750 -0.2791 0.12329 0.11659 -0.0287 1.0000 0.0986
-9.500 -0.2856 0.12362 0.11704 -0.0315 1.0000 0.0998
-9.250 -0.2710 0.11741 0.11087 -0.0307 1.0000 0.1024
-9.000 -0.2602 0.11344 0.10693 -0.0303 1.0000 0.1066
-8.750 -0.2574 0.11115 0.10471 -0.0310 1.0000 0.1103
-8.500 -0.2619 0.11013 0.10382 -0.0319 1.0000 0.1131
-8.250 -0.2761 0.11036 0.10423 -0.0318 1.0000 0.1143
-8.000 -0.2946 0.11080 0.10486 -0.0306 1.0000 0.1147
-7.750 -0.3115 0.11123 0.10543 -0.0307 1.0000 0.1150
-7.500 -0.2818 0.10241 0.09657 -0.0257 1.0000 0.1211
-7.250 -0.2936 0.10139 0.09567 -0.0232 1.0000 0.1235
-7.000 -0.3066 0.10058 0.09499 -0.0214 1.0000 0.1258
-6.750 -0.3215 0.10018 0.09472 -0.0205 1.0000 0.1279
-6.500 -0.3367 0.10039 0.09502 -0.0214 1.0000 0.1293
-6.000 -0.3461 0.09525 0.09007 -0.0166 1.0000 0.1342
-5.750 -0.3509 0.09353 0.08842 -0.0152 1.0000 0.1387
-5.500 -0.3549 0.09295 0.08785 -0.0184 1.0000 0.1441
-5.250 -0.3558 0.09047 0.08542 -0.0188 1.0000 0.1472
-5.000 -0.3563 0.08776 0.08277 -0.0158 1.0000 0.1526
-4.750 -0.3461 0.08704 0.08194 -0.0231 1.0000 0.1613
-4.500 -0.3477 0.08329 0.07832 -0.0185 1.0000 0.1654
-4.250 -0.3106 0.07927 0.07419 -0.0261 0.9904 0.1810
-4.000 -0.2729 0.07549 0.07032 -0.0328 0.9795 0.2014
-3.750 -0.2354 0.07172 0.06647 -0.0395 0.9687 0.2274
-3.500 -0.2040 0.06845 0.06316 -0.0434 0.9574 0.2639
-3.250 -0.1810 0.06543 0.06015 -0.0448 0.9457 0.3083
-2.750 -0.1485 0.05962 0.05453 -0.0394 0.9251 0.4495
-2.500 -0.1440 0.05725 0.05229 -0.0329 0.9133 0.5157
-2.250 -0.1390 0.05500 0.05013 -0.0263 0.9020 0.5776
-2.000 -0.1286 0.05268 0.04789 -0.0204 0.8914 0.6385
-1.750 -0.1137 0.05039 0.04566 -0.0153 0.8808 0.6963
-1.500 -0.1038 0.04841 0.04373 -0.0109 0.8683 0.7354
-1.250 -0.0791 0.04650 0.04179 -0.0124 0.8553 0.7628
-1.000 0.2502 0.04340 0.03604 -0.0998 0.8347 0.3742
-0.750 0.3122 0.04303 0.03471 -0.1061 0.8207 0.2840
-0.500 0.3557 0.04210 0.03331 -0.1084 0.8074 0.2451
-0.250 0.3969 0.04148 0.03219 -0.1098 0.7946 0.2150
0.000 0.4389 0.04087 0.03107 -0.1109 0.7829 0.1934
0.250 0.4847 0.03964 0.02951 -0.1122 0.7728 0.1807
0.500 0.5126 0.03956 0.02914 -0.1116 0.7592 0.1741
0.750 0.5401 0.03938 0.02877 -0.1110 0.7461 0.1732
1.000 0.5697 0.03921 0.02840 -0.1105 0.7336 0.1738
1.250 0.6065 0.03850 0.02752 -0.1104 0.7238 0.1733
1.500 0.6369 0.03818 0.02708 -0.1097 0.7129 0.1739
1.750 0.6580 0.03862 0.02744 -0.1086 0.7001 0.1759
2.000 0.6806 0.03893 0.02775 -0.1078 0.6883 0.1812
2.250 0.7199 0.03793 0.02673 -0.1078 0.6811 0.2008
2.500 0.7366 0.03895 0.02785 -0.1069 0.6682 0.2224
2.750 0.7511 0.03853 0.02908 -0.1055 0.6569 1.0000
3.000 0.7899 0.03817 0.02823 -0.1047 0.6503 1.0000
3.250 0.7982 0.04043 0.03032 -0.1035 0.6377 1.0000
3.500 0.8092 0.04250 0.03222 -0.1024 0.6268 1.0000
3.750 0.8430 0.04250 0.03196 -0.1020 0.6200 1.0000
4.000 0.8384 0.04615 0.03561 -0.1009 0.6081 1.0000
4.250 0.8800 0.04547 0.03473 -0.1007 0.6031 1.0000
4.500 0.8602 0.05067 0.03999 -0.0996 0.5908 1.0000
4.750 0.8564 0.05442 0.04373 -0.0988 0.5825 1.0000
5.000 0.8529 0.05808 0.04738 -0.0982 0.5751 1.0000
5.250 0.8691 0.06009 0.04936 -0.0978 0.5692 1.0000
5.500 0.8398 0.06600 0.05531 -0.0970 0.5629 1.0000
5.750 0.8504 0.06866 0.05795 -0.0969 0.5587 1.0000
6.000 0.8669 0.07098 0.06024 -0.0968 0.5546 1.0000
6.250 0.8463 0.07627 0.06557 -0.0966 0.5529 1.0000
6.500 0.8391 0.08057 0.06989 -0.0967 0.5526 1.0000
6.750 0.8445 0.08435 0.07369 -0.0973 0.5544 1.0000
7.000 0.7290 0.10019 0.08988 -0.1044 0.6812 1.0000
7.250 0.7216 0.10172 0.09140 -0.1022 0.6714 1.0000
7.500 0.7510 0.10527 0.09494 -0.1040 0.6658 1.0000
7.750 0.7429 0.10678 0.09645 -0.1019 0.6561 1.0000
8.000 0.7769 0.11072 0.10038 -0.1040 0.6499 1.0000
8.250 0.7667 0.11192 0.10159 -0.1017 0.6389 1.0000
8.500 0.8001 0.11621 0.10591 -0.1038 0.6341 1.0000
8.750 0.7859 0.11714 0.10687 -0.1014 0.6237 1.0000
9.000 0.8211 0.12169 0.11147 -0.1036 0.6184 1.0000
9.250 0.8074 0.12247 0.11228 -0.1013 0.6071 1.0000
9.500 0.8370 0.12696 0.11682 -0.1030 0.6023 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 360 AIRFOIL (goe360-il)