GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.82 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe367-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe367-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3047 0.13583 0.12870 -0.0399 1.0000 0.1385
-10.750 -0.3135 0.13444 0.12739 -0.0382 1.0000 0.1403
-10.500 -0.3215 0.13268 0.12569 -0.0376 0.9992 0.1423
-10.000 -0.3186 0.11939 0.11228 -0.0490 0.9886 0.1006
-9.500 -0.3274 0.10730 0.10016 -0.0602 0.9759 0.0913
-9.250 -0.3198 0.10291 0.09574 -0.0640 0.9703 0.0910
-9.000 -0.3196 0.09841 0.09124 -0.0676 0.9629 0.0909
-8.750 -0.3207 0.09340 0.08621 -0.0723 0.9559 0.0907
-8.500 -0.3295 0.08917 0.08196 -0.0748 0.9465 0.0904
-8.250 -0.3317 0.08415 0.07686 -0.0785 0.9391 0.0901
-8.000 -0.3409 0.08019 0.07283 -0.0790 0.9287 0.0897
-7.750 -0.3396 0.07516 0.06763 -0.0820 0.9222 0.0893
-7.500 -0.3496 0.07164 0.06397 -0.0809 0.9116 0.0890
-7.250 -0.3448 0.06701 0.05905 -0.0827 0.9054 0.0890
-7.000 -0.3512 0.06378 0.05558 -0.0807 0.8954 0.0895
-6.750 -0.3448 0.05938 0.05069 -0.0814 0.8890 0.0907
-6.500 -0.3439 0.05629 0.04719 -0.0795 0.8804 0.0917
-6.250 -0.3235 0.05465 0.04550 -0.0796 0.8741 0.0931
-6.000 -0.2976 0.05219 0.04274 -0.0809 0.8698 0.0945
-5.750 -0.2926 0.05058 0.04091 -0.0781 0.8602 0.0954
-5.500 -0.2690 0.04845 0.03844 -0.0785 0.8548 0.0974
-5.250 -0.2444 0.04634 0.03588 -0.0789 0.8497 0.1005
-5.000 -0.2338 0.04476 0.03381 -0.0766 0.8406 0.1029
-4.750 -0.2025 0.04334 0.03229 -0.0778 0.8360 0.1053
-4.500 -0.1817 0.04236 0.03117 -0.0770 0.8289 0.1077
-4.250 -0.1592 0.04141 0.02999 -0.0764 0.8216 0.1116
-4.000 -0.1243 0.04000 0.02815 -0.0776 0.8174 0.1168
-3.750 -0.1071 0.03945 0.02760 -0.0762 0.8088 0.1199
-3.500 -0.0783 0.03864 0.02666 -0.0764 0.8026 0.1252
-3.250 -0.0403 0.03760 0.02538 -0.0780 0.7987 0.1329
-3.000 -0.0260 0.03735 0.02515 -0.0760 0.7889 0.1378
-2.750 0.0081 0.03660 0.02418 -0.0768 0.7834 0.1476
-2.500 0.0485 0.03570 0.02328 -0.0787 0.7800 0.1598
-2.250 0.0622 0.03566 0.02325 -0.0766 0.7692 0.1685
-2.000 0.0993 0.03495 0.02249 -0.0779 0.7643 0.1849
-1.750 0.1256 0.03459 0.02212 -0.0776 0.7574 0.2014
-1.500 0.1464 0.03437 0.02196 -0.0766 0.7487 0.2197
-1.250 0.1815 0.03356 0.02131 -0.0776 0.7444 0.2500
-1.000 0.1927 0.03366 0.02154 -0.0751 0.7334 0.2746
-0.750 0.2219 0.03275 0.02103 -0.0752 0.7279 0.3320
-0.250 0.4166 0.03082 0.02068 -0.0975 0.7216 1.0000
0.000 0.4283 0.03110 0.02079 -0.0948 0.7113 1.0000
0.250 0.4635 0.03067 0.02011 -0.0956 0.7067 1.0000
0.500 0.4612 0.03142 0.02078 -0.0908 0.6936 1.0000
0.750 0.4962 0.03098 0.02013 -0.0915 0.6889 1.0000
1.000 0.4929 0.03180 0.02088 -0.0867 0.6760 1.0000
1.250 0.5274 0.03140 0.02030 -0.0872 0.6713 1.0000
1.500 0.5233 0.03229 0.02113 -0.0823 0.6587 1.0000
1.750 0.5573 0.03191 0.02059 -0.0828 0.6540 1.0000
2.000 0.5529 0.03285 0.02149 -0.0779 0.6416 1.0000
2.250 0.5861 0.03251 0.02101 -0.0783 0.6368 1.0000
2.500 0.5810 0.03355 0.02200 -0.0734 0.6248 1.0000
2.750 0.6134 0.03326 0.02159 -0.0737 0.6200 1.0000
3.000 0.6080 0.03434 0.02263 -0.0688 0.6085 1.0000
3.250 0.6392 0.03414 0.02234 -0.0690 0.6034 1.0000
3.500 0.6371 0.03523 0.02339 -0.0648 0.5929 1.0000
3.750 0.6640 0.03521 0.02330 -0.0644 0.5872 1.0000
4.000 0.7019 0.03480 0.02279 -0.0654 0.5835 1.0000
4.250 0.6899 0.03649 0.02449 -0.0603 0.5713 1.0000
4.500 0.7261 0.03612 0.02404 -0.0610 0.5677 1.0000
4.750 0.7157 0.03810 0.02604 -0.0566 0.5562 1.0000
5.000 0.7460 0.03801 0.02590 -0.0567 0.5520 1.0000
5.250 0.7832 0.03761 0.02545 -0.0575 0.5488 1.0000
5.500 0.7653 0.04027 0.02816 -0.0528 0.5364 1.0000
5.750 0.7997 0.03996 0.02781 -0.0532 0.5332 1.0000
6.250 0.8085 0.04332 0.03121 -0.0491 0.5174 1.0000
6.500 0.8420 0.04310 0.03098 -0.0494 0.5149 1.0000
7.000 0.8397 0.04780 0.03576 -0.0453 0.4987 1.0000
7.250 0.8602 0.04855 0.03653 -0.0447 0.4946 1.0000
7.750 0.8582 0.05402 0.04211 -0.0417 0.4800 1.0000
8.750 0.8196 0.07057 0.05890 -0.0379 0.4487 1.0000
9.000 0.8381 0.07178 0.06017 -0.0376 0.4458 1.0000
9.250 0.8636 0.07218 0.06064 -0.0373 0.4438 1.0000
9.500 0.8225 0.07993 0.06846 -0.0366 0.4322 1.0000
9.750 0.8417 0.08100 0.06960 -0.0363 0.4288 1.0000
10.000 0.8724 0.08065 0.06931 -0.0358 0.4264 1.0000
10.250 0.8432 0.08672 0.07544 -0.0352 0.4143 1.0000
10.500 0.8730 0.08623 0.07504 -0.0346 0.4105 1.0000
10.750 0.8567 0.09083 0.07970 -0.0341 0.3997 1.0000
11.000 0.8786 0.09126 0.08022 -0.0335 0.3950 1.0000
11.250 0.9098 0.09063 0.07967 -0.0329 0.3922 1.0000
11.750 0.9085 0.09669 0.08592 -0.0322 0.3765 1.0000
12.000 0.8923 0.10155 0.09087 -0.0323 0.3656 1.0000
12.250 0.9190 0.10097 0.09039 -0.0314 0.3602 1.0000
12.500 0.9100 0.10492 0.09443 -0.0314 0.3496 1.0000
12.750 0.9326 0.10478 0.09439 -0.0306 0.3435 1.0000
13.250 0.9459 0.10867 0.09850 -0.0299 0.3266 1.0000
13.750 0.9638 0.11166 0.10170 -0.0292 0.3091 1.0000
14.000 0.9560 0.11563 0.10577 -0.0297 0.2971 1.0000
14.250 0.9826 0.11442 0.10470 -0.0285 0.2915 1.0000
14.500 0.9741 0.11851 0.10888 -0.0292 0.2784 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)