GOE 362 AIRFOIL (goe362-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 362 AIRFOIL (goe362-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.28 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe362-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe362-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 362 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2548 0.10251 0.09606 -0.0226 1.0000 0.1315
-8.500 -0.2571 0.10070 0.09433 -0.0234 1.0000 0.1353
-8.250 -0.3277 0.10726 0.10043 -0.0196 1.0000 0.1285
-8.000 -0.3242 0.10496 0.09817 -0.0200 1.0000 0.1329
-7.750 -0.3315 0.10455 0.09790 -0.0211 1.0000 0.1361
-7.500 -0.3420 0.10516 0.09869 -0.0240 1.0000 0.1371
-7.250 -0.3188 0.09753 0.09103 -0.0200 1.0000 0.1426
-7.000 -0.3186 0.09555 0.08915 -0.0200 1.0000 0.1479
-6.750 -0.3257 0.09590 0.08966 -0.0245 1.0000 0.1513
-6.500 -0.3144 0.09059 0.08440 -0.0209 1.0000 0.1553
-6.250 -0.3105 0.08821 0.08211 -0.0210 1.0000 0.1625
-6.000 -0.3106 0.08699 0.08100 -0.0252 1.0000 0.1669
-5.750 -0.3030 0.08299 0.07707 -0.0209 1.0000 0.1745
-5.500 -0.3005 0.08151 0.07568 -0.0251 1.0000 0.1817
-5.250 -0.2955 0.07822 0.07246 -0.0216 1.0000 0.1908
-4.750 -0.2825 0.07398 0.06830 -0.0263 1.0000 0.2101
-4.500 -0.2798 0.07067 0.06508 -0.0219 1.0000 0.2176
-4.250 -0.2722 0.06810 0.06255 -0.0227 1.0000 0.2284
-4.000 -0.2635 0.06557 0.06005 -0.0234 1.0000 0.2419
-3.750 -0.2546 0.06300 0.05752 -0.0234 1.0000 0.2570
-3.500 -0.2455 0.06051 0.05506 -0.0230 1.0000 0.2743
-3.250 -0.2337 0.05807 0.05264 -0.0238 1.0000 0.2993
-3.000 -0.2258 0.05571 0.05033 -0.0224 1.0000 0.3288
-2.750 -0.2220 0.05342 0.04812 -0.0190 1.0000 0.3637
-1.500 0.0253 0.03575 0.02798 -0.0615 1.0000 0.1776
-1.250 0.0604 0.03325 0.02488 -0.0638 1.0000 0.1627
-1.000 0.0892 0.03177 0.02285 -0.0649 1.0000 0.1653
-0.750 0.1133 0.03051 0.02138 -0.0654 1.0000 0.1703
-0.500 0.1465 0.02960 0.01998 -0.0671 0.9967 0.1812
-0.250 0.2046 0.02852 0.01855 -0.0730 0.9833 0.2073
0.000 0.2633 0.02760 0.01737 -0.0787 0.9685 0.2603
0.250 0.3197 0.02662 0.01664 -0.0841 0.9531 0.3612
0.500 0.3729 0.02451 0.01574 -0.0882 0.9371 1.0000
0.750 0.4232 0.02515 0.01580 -0.0925 0.9170 1.0000
1.000 0.4769 0.02563 0.01595 -0.0972 0.8984 1.0000
1.250 0.5182 0.02609 0.01621 -0.0997 0.8775 1.0000
1.500 0.5653 0.02638 0.01635 -0.1030 0.8586 1.0000
1.750 0.6133 0.02652 0.01638 -0.1059 0.8413 1.0000
2.000 0.6556 0.02665 0.01644 -0.1077 0.8240 1.0000
2.250 0.6853 0.02710 0.01685 -0.1076 0.8043 1.0000
2.500 0.7196 0.02735 0.01707 -0.1080 0.7868 1.0000
2.750 0.7529 0.02759 0.01729 -0.1081 0.7702 1.0000
3.000 0.7849 0.02784 0.01756 -0.1078 0.7541 1.0000
3.250 0.8153 0.02812 0.01784 -0.1073 0.7383 1.0000
3.500 0.8443 0.02845 0.01819 -0.1066 0.7228 1.0000
3.750 0.8699 0.02900 0.01881 -0.1056 0.7068 1.0000
4.000 0.8933 0.02970 0.01957 -0.1046 0.6906 1.0000
4.250 0.9175 0.03037 0.02030 -0.1035 0.6749 1.0000
4.500 0.9417 0.03106 0.02107 -0.1024 0.6596 1.0000
4.750 0.9656 0.03179 0.02188 -0.1013 0.6444 1.0000
5.000 0.9891 0.03255 0.02279 -0.1002 0.6292 1.0000
5.250 1.0123 0.03336 0.02372 -0.0990 0.6141 1.0000
5.500 1.0352 0.03419 0.02468 -0.0978 0.5987 1.0000
5.750 1.0577 0.03506 0.02568 -0.0965 0.5833 1.0000
6.000 1.0806 0.03584 0.02667 -0.0951 0.5674 1.0000
6.250 1.1050 0.03637 0.02735 -0.0936 0.5508 1.0000
6.500 1.1342 0.03587 0.02691 -0.0913 0.5304 1.0000
6.750 1.1610 0.03511 0.02626 -0.0886 0.5052 1.0000
7.000 1.1841 0.03487 0.02611 -0.0861 0.4796 1.0000
7.250 1.2086 0.03461 0.02592 -0.0838 0.4538 1.0000
7.500 1.2321 0.03442 0.02578 -0.0813 0.4246 1.0000
7.750 1.2543 0.03421 0.02559 -0.0786 0.3899 1.0000
8.000 1.2712 0.03434 0.02568 -0.0755 0.3478 1.0000
8.250 1.2870 0.03452 0.02556 -0.0722 0.3007 1.0000
8.500 1.2995 0.03574 0.02662 -0.0692 0.2601 1.0000
8.750 1.3142 0.03725 0.02789 -0.0669 0.2285 1.0000
9.000 1.3297 0.03944 0.03010 -0.0649 0.2042 1.0000
9.250 1.3430 0.04172 0.03246 -0.0629 0.1827 1.0000
9.500 1.3574 0.04399 0.03467 -0.0610 0.1629 1.0000
9.750 1.3699 0.04672 0.03739 -0.0592 0.1453 1.0000
10.000 1.3800 0.04991 0.04077 -0.0572 0.1313 1.0000
10.250 1.3911 0.05333 0.04428 -0.0556 0.1192 1.0000
10.500 1.3900 0.05717 0.04869 -0.0529 0.1129 1.0000
10.750 1.4011 0.06163 0.05322 -0.0517 0.1064 1.0000
11.000 1.3878 0.06591 0.05807 -0.0488 0.1045 1.0000
11.250 1.3713 0.07026 0.06285 -0.0463 0.1032 1.0000
11.500 1.3496 0.07453 0.06742 -0.0439 0.1029 1.0000
11.750 1.3251 0.07927 0.07241 -0.0425 0.1034 1.0000
12.000 1.2994 0.08479 0.07815 -0.0427 0.1044 1.0000
12.250 1.2740 0.09110 0.08462 -0.0442 0.1055 1.0000
12.500 1.2503 0.09813 0.09177 -0.0468 0.1066 1.0000
12.750 1.2289 0.10580 0.09952 -0.0500 0.1074 1.0000
13.000 1.0346 0.16037 0.15347 -0.0953 0.1928 1.0000
13.250 1.0567 0.16188 0.15514 -0.0921 0.1748 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 362 AIRFOIL (goe362-il)