GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.54 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe364-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe364-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 364 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2262 0.12805 0.12113 -0.0347 1.0000 0.1128
-10.250 -0.2265 0.12639 0.11955 -0.0348 1.0000 0.1158
-10.000 -0.2336 0.12615 0.11943 -0.0353 1.0000 0.1180
-9.750 -0.2471 0.12696 0.12040 -0.0357 1.0000 0.1189
-9.500 -0.2642 0.12800 0.12161 -0.0355 1.0000 0.1193
-9.250 -0.2252 0.11736 0.11092 -0.0328 1.0000 0.1246
-9.000 -0.2261 0.11541 0.10906 -0.0316 1.0000 0.1280
-8.750 -0.2337 0.11440 0.10819 -0.0303 1.0000 0.1312
-8.500 -0.2495 0.11455 0.10850 -0.0286 1.0000 0.1332
-8.250 -0.2719 0.11539 0.10952 -0.0260 1.0000 0.1341
-8.000 -0.2970 0.11630 0.11060 -0.0227 1.0000 0.1344
-7.750 -0.3226 0.11710 0.11155 -0.0194 1.0000 0.1346
-7.500 -0.2984 0.11019 0.10466 -0.0173 1.0000 0.1395
-7.250 -0.3101 0.10923 0.10381 -0.0143 1.0000 0.1420
-7.000 -0.3270 0.10875 0.10344 -0.0114 1.0000 0.1445
-6.750 -0.3442 0.10831 0.10311 -0.0092 1.0000 0.1466
-6.500 -0.3619 0.10811 0.10300 -0.0089 1.0000 0.1491
-6.250 -0.3798 0.10855 0.10351 -0.0114 1.0000 0.1507
-6.000 -0.3803 0.10476 0.09981 -0.0086 1.0000 0.1532
-5.750 -0.3794 0.10198 0.09708 -0.0054 1.0000 0.1573
-5.500 -0.3837 0.10026 0.09540 -0.0051 1.0000 0.1622
-5.250 -0.3886 0.10092 0.09600 -0.0137 1.0000 0.1676
-5.000 -0.3745 0.09514 0.09034 -0.0093 0.9956 0.1725
-4.750 -0.3399 0.09181 0.08690 -0.0202 0.9841 0.1858
-4.500 -0.3073 0.08886 0.08383 -0.0284 0.9723 0.2014
-4.250 -0.2897 0.08458 0.07964 -0.0262 0.9628 0.2121
-4.000 -0.2592 0.08192 0.07684 -0.0347 0.9506 0.2352
-3.750 -0.2327 0.07800 0.07295 -0.0359 0.9411 0.2549
-3.500 -0.2162 0.07534 0.07030 -0.0365 0.9294 0.2759
-3.250 -0.1958 0.07268 0.06762 -0.0385 0.9183 0.3052
-3.000 -0.1714 0.07021 0.06512 -0.0405 0.9079 0.3521
-2.750 -0.1625 0.06764 0.06265 -0.0368 0.8971 0.3899
-2.500 -0.1589 0.06594 0.06103 -0.0321 0.8865 0.4513
-2.250 -0.1545 0.06317 0.05842 -0.0238 0.8786 0.5237
-2.000 -0.1605 0.06147 0.05681 -0.0167 0.8676 0.5726
-1.750 -0.1563 0.05940 0.05483 -0.0104 0.8587 0.6240
-1.500 -0.1498 0.05745 0.05294 -0.0053 0.8494 0.6664
-1.250 -0.1437 0.05571 0.05123 -0.0020 0.8398 0.6958
-1.000 -0.1133 0.05350 0.04897 -0.0047 0.8309 0.7207
-0.750 0.1788 0.05140 0.04402 -0.0824 0.8139 0.2969
-0.500 0.2107 0.05117 0.04306 -0.0841 0.8029 0.2315
-0.250 0.2556 0.05013 0.04141 -0.0864 0.7945 0.1975
0.000 0.2804 0.04994 0.04080 -0.0863 0.7848 0.1860
0.250 0.3095 0.04970 0.04029 -0.0867 0.7765 0.1814
0.500 0.3372 0.04947 0.03981 -0.0869 0.7673 0.1759
0.750 0.3607 0.04970 0.03972 -0.0865 0.7585 0.1708
1.000 0.3906 0.04993 0.03959 -0.0866 0.7499 0.1678
1.500 0.4577 0.05002 0.03935 -0.0885 0.7317 0.1748
1.750 0.4669 0.05116 0.04040 -0.0869 0.7211 0.1788
2.000 0.5114 0.05088 0.03997 -0.0884 0.7115 0.1865
2.250 0.5326 0.05141 0.04049 -0.0877 0.7001 0.1966
2.500 0.5490 0.05225 0.04136 -0.0868 0.6885 0.2123
2.750 0.6092 0.04984 0.04060 -0.0902 0.6778 1.0000
3.000 0.6310 0.05085 0.04108 -0.0891 0.6664 1.0000
3.250 0.6376 0.05257 0.04262 -0.0872 0.6542 1.0000
3.500 0.6635 0.05342 0.04325 -0.0867 0.6432 1.0000
3.750 0.6985 0.05372 0.04335 -0.0867 0.6325 1.0000
4.000 0.6975 0.05600 0.04558 -0.0846 0.6196 1.0000
4.250 0.7108 0.05755 0.04704 -0.0834 0.6075 1.0000
4.500 0.7659 0.05655 0.04588 -0.0843 0.5987 1.0000
4.750 0.7600 0.05929 0.04860 -0.0821 0.5846 1.0000
5.000 0.7598 0.06184 0.05113 -0.0805 0.5716 1.0000
5.250 0.7720 0.06368 0.05293 -0.0795 0.5600 1.0000
5.500 0.8152 0.06325 0.05242 -0.0794 0.5508 1.0000
5.750 0.8014 0.06708 0.05626 -0.0777 0.5376 1.0000
6.000 0.7991 0.07022 0.05939 -0.0766 0.5262 1.0000
6.250 0.8463 0.06947 0.05860 -0.0763 0.5185 1.0000
6.500 0.8099 0.07576 0.06492 -0.0753 0.5077 1.0000
6.750 0.8275 0.07757 0.06671 -0.0747 0.4992 1.0000
7.000 0.8167 0.08187 0.07103 -0.0744 0.4912 1.0000
7.250 0.8380 0.08365 0.07280 -0.0740 0.4844 1.0000
7.500 0.8116 0.08962 0.07881 -0.0742 0.4801 1.0000
7.750 0.8138 0.09309 0.08231 -0.0742 0.4749 1.0000
8.000 0.8327 0.09530 0.08451 -0.0740 0.4685 1.0000
8.250 0.8236 0.10032 0.08958 -0.0747 0.4684 1.0000
8.500 0.8204 0.10491 0.09422 -0.0754 0.4688 1.0000
8.750 0.8263 0.10916 0.09851 -0.0763 0.4699 1.0000
9.000 0.7271 0.12225 0.11181 -0.0824 0.5548 1.0000
9.250 0.7445 0.12588 0.11545 -0.0830 0.5482 1.0000
9.500 0.7537 0.12821 0.11781 -0.0828 0.5362 1.0000
9.750 0.7525 0.13091 0.12054 -0.0826 0.5288 1.0000
10.000 0.7795 0.13459 0.12425 -0.0833 0.5189 1.0000
10.250 0.7705 0.13640 0.12608 -0.0828 0.5083 1.0000
10.500 0.7962 0.14074 0.13045 -0.0836 0.5013 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)