GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.26 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe367-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe367-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 367 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2976 0.13782 0.13089 -0.0341 1.0000 0.2155
-10.500 -0.3207 0.13821 0.13139 -0.0324 1.0000 0.2205
-10.250 -0.3644 0.14054 0.13388 -0.0309 1.0000 0.2224
-10.000 -0.3306 0.13396 0.12729 -0.0286 1.0000 0.2266
-9.750 -0.3292 0.13201 0.12538 -0.0264 1.0000 0.2320
-9.500 -0.3473 0.13152 0.12498 -0.0246 1.0000 0.2383
-9.250 -0.3962 0.13343 0.12706 -0.0232 1.0000 0.2412
-9.000 -0.3586 0.12743 0.12103 -0.0210 1.0000 0.2472
-8.750 -0.3652 0.12605 0.11970 -0.0190 1.0000 0.2551
-8.500 -0.4109 0.12707 0.12089 -0.0173 1.0000 0.2598
-8.250 -0.3824 0.12237 0.11617 -0.0152 1.0000 0.2671
-8.000 -0.3974 0.12136 0.11524 -0.0132 1.0000 0.2760
-7.750 -0.4546 0.12242 0.11648 -0.0107 1.0000 0.2793
-7.500 -0.4073 0.11719 0.11119 -0.0091 1.0000 0.2903
-7.250 -0.4549 0.11749 0.11164 -0.0062 1.0000 0.2977
-7.000 -0.4307 0.11361 0.10777 -0.0046 1.0000 0.3064
-6.750 -0.4655 0.11315 0.10742 -0.0013 1.0000 0.3159
-6.500 -0.4574 0.11013 0.10445 0.0006 1.0000 0.3247
-6.250 -0.4920 0.10946 0.10388 0.0045 1.0000 0.3347
-6.000 -0.4824 0.10663 0.10109 0.0066 1.0000 0.3459
-5.250 -0.5225 0.10120 0.09588 0.0161 1.0000 0.3890
-5.000 -0.5315 0.09935 0.09408 0.0195 1.0000 0.4090
-4.500 -0.4956 0.09529 0.09006 0.0225 0.9882 0.4877
-4.250 -0.4704 0.09383 0.08858 0.0246 0.9789 0.5482
-4.000 -0.2357 0.08785 0.08222 0.0079 0.9644 0.7281
-3.250 -0.3842 0.06010 0.05160 -0.0376 0.9553 0.2017
-3.000 -0.3511 0.05776 0.04894 -0.0401 0.9439 0.1981
-2.750 -0.3116 0.05590 0.04659 -0.0435 0.9327 0.1970
-2.500 -0.2671 0.05459 0.04473 -0.0474 0.9214 0.2002
-2.250 -0.2415 0.05356 0.04328 -0.0479 0.9105 0.2021
-2.000 -0.2029 0.05258 0.04209 -0.0506 0.8995 0.2080
-1.750 -0.1679 0.05204 0.04136 -0.0525 0.8884 0.2165
-1.500 -0.1405 0.05162 0.04059 -0.0531 0.8772 0.2237
-1.250 -0.0968 0.05131 0.04017 -0.0560 0.8662 0.2393
-1.000 -0.0727 0.05094 0.03983 -0.0561 0.8549 0.2526
-0.750 -0.0426 0.05086 0.03972 -0.0568 0.8439 0.2734
-0.500 0.0062 0.05067 0.03961 -0.0600 0.8332 0.3108
0.000 0.0561 0.05043 0.04007 -0.0599 0.8117 0.4124
0.250 0.1162 0.04938 0.04080 -0.0637 0.8000 1.0000
0.500 0.1307 0.05034 0.04137 -0.0623 0.7888 1.0000
0.750 0.1751 0.05119 0.04180 -0.0649 0.7792 1.0000
1.000 0.1717 0.05228 0.04276 -0.0614 0.7679 1.0000
1.250 0.2027 0.05324 0.04345 -0.0623 0.7582 1.0000
1.500 0.2123 0.05438 0.04445 -0.0607 0.7482 1.0000
1.750 0.2330 0.05551 0.04541 -0.0605 0.7387 1.0000
2.000 0.2501 0.05667 0.04642 -0.0599 0.7293 1.0000
2.250 0.2662 0.05801 0.04763 -0.0592 0.7209 1.0000
2.500 0.2762 0.05948 0.04900 -0.0581 0.7131 1.0000
2.750 0.3051 0.06068 0.05005 -0.0588 0.7053 1.0000
3.000 0.3015 0.06252 0.05185 -0.0565 0.6980 1.0000
3.250 0.3349 0.06369 0.05288 -0.0577 0.6911 1.0000
3.500 0.3364 0.06580 0.05495 -0.0562 0.6868 1.0000
3.750 0.3347 0.06805 0.05716 -0.0547 0.6843 1.0000
4.000 0.3381 0.07023 0.05930 -0.0537 0.6825 1.0000
4.250 0.3426 0.07255 0.06159 -0.0530 0.6829 1.0000
4.500 0.3548 0.07521 0.06421 -0.0534 0.6873 1.0000
4.750 0.2889 0.08236 0.07156 -0.0518 0.7794 1.0000
5.000 0.2869 0.08332 0.07248 -0.0496 0.7754 1.0000
5.250 0.2988 0.08467 0.07379 -0.0491 0.7667 1.0000
5.500 0.3290 0.08766 0.07671 -0.0511 0.7621 1.0000
5.750 0.3371 0.08954 0.07856 -0.0505 0.7593 1.0000
6.000 0.3381 0.09027 0.07927 -0.0486 0.7514 1.0000
6.250 0.3627 0.09279 0.08176 -0.0499 0.7457 1.0000
6.500 0.3863 0.09594 0.08487 -0.0513 0.7423 1.0000
6.750 0.3806 0.09605 0.08499 -0.0486 0.7332 1.0000
7.000 0.4046 0.09869 0.08761 -0.0498 0.7279 1.0000
7.250 0.4350 0.10265 0.09154 -0.0521 0.7250 1.0000
7.500 0.4204 0.10207 0.09098 -0.0485 0.7163 1.0000
7.750 0.4452 0.10481 0.09373 -0.0498 0.7100 1.0000
8.000 0.4637 0.10785 0.09677 -0.0507 0.7062 1.0000
8.250 0.4611 0.10826 0.09720 -0.0487 0.6969 1.0000
8.500 0.4900 0.11166 0.10063 -0.0506 0.6912 1.0000
8.750 0.4872 0.11262 0.10161 -0.0489 0.6833 1.0000
9.000 0.5123 0.11543 0.10445 -0.0501 0.6744 1.0000
9.250 0.5142 0.11683 0.10588 -0.0490 0.6653 1.0000
9.500 0.5427 0.12007 0.10917 -0.0506 0.6562 1.0000
9.750 0.5400 0.12115 0.11029 -0.0491 0.6468 1.0000
10.000 0.5697 0.12476 0.11395 -0.0509 0.6385 1.0000
10.250 0.5646 0.12570 0.11494 -0.0494 0.6285 1.0000
10.500 0.5988 0.13003 0.11935 -0.0516 0.6206 1.0000
10.750 0.5901 0.13047 0.11983 -0.0499 0.6089 1.0000
11.000 0.6272 0.13578 0.12522 -0.0525 0.6027 1.0000
11.250 0.6140 0.13557 0.12506 -0.0506 0.5905 1.0000
11.500 0.6318 0.13925 0.12881 -0.0516 0.5839 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)