GOE 365 AIRFOIL (goe365-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 365 AIRFOIL (goe365-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.64 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe365-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe365-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 365 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 -0.2686 0.12644 0.11952 -0.0376 1.0000 0.1433
-10.250 -0.2774 0.12567 0.11887 -0.0381 1.0000 0.1475
-10.000 -0.2993 0.12677 0.12015 -0.0389 1.0000 0.1490
-9.750 -0.2694 0.11937 0.11272 -0.0361 1.0000 0.1569
-9.500 -0.2771 0.11817 0.11165 -0.0354 1.0000 0.1626
-9.250 -0.3001 0.11888 0.11255 -0.0347 1.0000 0.1650
-9.000 -0.2873 0.11405 0.10777 -0.0325 1.0000 0.1700
-8.750 -0.2909 0.11229 0.10611 -0.0301 1.0000 0.1758
-8.500 -0.3112 0.11226 0.10623 -0.0277 1.0000 0.1796
-8.250 -0.3409 0.11312 0.10726 -0.0249 1.0000 0.1812
-8.000 -0.3698 0.11373 0.10803 -0.0219 1.0000 0.1817
-7.750 -0.3416 0.10781 0.10209 -0.0194 1.0000 0.1914
-7.500 -0.3637 0.10756 0.10196 -0.0166 1.0000 0.1952
-7.250 -0.3936 0.10781 0.10235 -0.0138 1.0000 0.1970
-7.000 -0.4253 0.10798 0.10264 -0.0129 1.0000 0.1982
-6.750 -0.4035 0.10317 0.09784 -0.0087 1.0000 0.2077
-6.500 -0.4272 0.10247 0.09724 -0.0080 1.0000 0.2130
-6.250 -0.4392 0.10017 0.09502 -0.0073 1.0000 0.2173
-6.000 -0.4392 0.09783 0.09272 -0.0047 1.0000 0.2281
-5.500 -0.4619 0.09416 0.08912 -0.0060 1.0000 0.2477
-5.250 -0.4557 0.09092 0.08594 -0.0012 1.0000 0.2616
-5.000 -0.4580 0.08844 0.08351 0.0007 1.0000 0.2776
-4.750 -0.4657 0.08668 0.08173 -0.0009 1.0000 0.2973
-4.500 -0.4637 0.08357 0.07873 0.0036 1.0000 0.3161
-4.250 0.0290 0.06100 0.05533 -0.0225 1.0000 1.0000
-4.000 0.0263 0.06021 0.05461 -0.0211 1.0000 1.0000
-3.750 0.0238 0.05936 0.05383 -0.0198 1.0000 1.0000
-3.500 0.0214 0.05851 0.05305 -0.0186 1.0000 1.0000
-3.250 0.0190 0.05766 0.05226 -0.0174 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0255 0.05854 0.05332 -0.0065 1.0000 0.9848
-2.750 -0.0753 0.05929 0.05425 0.0049 1.0000 0.9618
-2.500 -0.1291 0.05997 0.05511 0.0165 1.0000 0.9376
-2.250 -0.1797 0.05991 0.05522 0.0265 1.0000 0.9100
-2.000 -0.2308 0.05953 0.05499 0.0352 0.9966 0.8774
-1.750 -0.2841 0.05879 0.05440 0.0427 0.9873 0.8429
-1.500 -0.1784 0.04963 0.04240 -0.0370 0.9711 0.2733
-1.250 -0.1155 0.04769 0.03936 -0.0435 0.9592 0.2094
-1.000 -0.0705 0.04684 0.03759 -0.0462 0.9473 0.1815
-0.750 -0.0340 0.04559 0.03606 -0.0481 0.9357 0.1711
-0.500 0.0055 0.04534 0.03526 -0.0500 0.9235 0.1641
-0.250 0.0456 0.04495 0.03458 -0.0523 0.9118 0.1634
0.000 0.0876 0.04466 0.03404 -0.0548 0.8997 0.1615
0.250 0.1152 0.04452 0.03372 -0.0551 0.8873 0.1604
0.500 0.1506 0.04463 0.03361 -0.0565 0.8747 0.1607
0.750 0.1895 0.04491 0.03367 -0.0584 0.8619 0.1652
1.000 0.2316 0.04501 0.03379 -0.0608 0.8497 0.1741
1.250 0.2657 0.04528 0.03398 -0.0620 0.8370 0.1834
1.500 0.2909 0.04562 0.03435 -0.0622 0.8237 0.1962
1.750 0.3208 0.04576 0.03481 -0.0631 0.8104 0.2394
2.000 0.3719 0.04460 0.03526 -0.0668 0.7967 1.0000
2.250 0.4012 0.04550 0.03575 -0.0671 0.7828 1.0000
2.500 0.4314 0.04636 0.03632 -0.0675 0.7686 1.0000
2.750 0.4624 0.04712 0.03686 -0.0680 0.7539 1.0000
3.000 0.4935 0.04777 0.03734 -0.0684 0.7387 1.0000
3.250 0.5243 0.04833 0.03776 -0.0686 0.7231 1.0000
3.500 0.5540 0.04879 0.03812 -0.0685 0.7069 1.0000
3.750 0.5825 0.04918 0.03843 -0.0681 0.6905 1.0000
4.000 0.6117 0.04947 0.03866 -0.0677 0.6744 1.0000
4.250 0.6401 0.04969 0.03882 -0.0671 0.6582 1.0000
4.500 0.6688 0.04982 0.03892 -0.0664 0.6424 1.0000
4.750 0.6975 0.04985 0.03894 -0.0657 0.6267 1.0000
5.000 0.7523 0.04818 0.03726 -0.0665 0.6154 1.0000
5.250 0.7823 0.04782 0.03691 -0.0655 0.6005 1.0000
5.500 0.8125 0.04733 0.03645 -0.0644 0.5858 1.0000
5.750 0.8432 0.04676 0.03590 -0.0632 0.5712 1.0000
6.000 0.8756 0.04607 0.03523 -0.0622 0.5568 1.0000
6.250 0.9090 0.04538 0.03459 -0.0614 0.5424 1.0000
6.500 0.9422 0.04485 0.03410 -0.0607 0.5282 1.0000
6.750 0.9809 0.04405 0.03336 -0.0605 0.5141 1.0000
7.000 1.0220 0.04326 0.03260 -0.0608 0.4999 1.0000
7.250 1.0588 0.04291 0.03227 -0.0608 0.4860 1.0000
7.500 1.0981 0.04269 0.03209 -0.0613 0.4735 1.0000
7.750 1.1548 0.04178 0.03114 -0.0638 0.4616 1.0000
8.000 1.1195 0.04602 0.03554 -0.0576 0.4506 1.0000
8.250 1.1004 0.04955 0.03914 -0.0533 0.4414 1.0000
8.500 1.1919 0.04665 0.03626 -0.0586 0.4304 1.0000
8.750 0.8748 0.08008 0.06953 -0.0493 0.4205 1.0000
9.000 0.9804 0.07053 0.06019 -0.0462 0.4154 1.0000
9.250 0.6765 0.11575 0.10528 -0.0638 0.5528 1.0000
9.500 0.6715 0.11844 0.10800 -0.0636 0.5499 1.0000
9.750 0.6872 0.12135 0.11098 -0.0641 0.5415 1.0000
10.000 0.6995 0.12505 0.11472 -0.0648 0.5380 1.0000
10.250 0.6938 0.12702 0.11672 -0.0643 0.5294 1.0000
10.500 0.7137 0.13078 0.12053 -0.0650 0.5224 1.0000
10.750 0.7397 0.13427 0.12409 -0.0656 0.5083 1.0000
11.000 0.7301 0.13553 0.12538 -0.0647 0.4956 1.0000
11.250 0.7319 0.13807 0.12797 -0.0647 0.4842 1.0000
11.500 0.7475 0.14161 0.13158 -0.0652 0.4749 1.0000
11.750 0.7656 0.14491 0.13495 -0.0655 0.4629 1.0000
12.000 0.7556 0.14716 0.13722 -0.0657 0.4547 1.0000
12.250 0.7900 0.15247 0.14265 -0.0666 0.4462 1.0000
12.500 0.7718 0.15334 0.14351 -0.0666 0.4363 1.0000
12.750 0.7891 0.15754 0.14779 -0.0673 0.4292 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 365 AIRFOIL (goe365-il)