GOE 369 AIRFOIL (goe369-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 369 AIRFOIL (goe369-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.6 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe369-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe369-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 369 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2800 0.10195 0.09547 -0.0205 1.0000 0.0497
-7.500 -0.2785 0.10010 0.09374 -0.0209 1.0000 0.0513
-7.250 -0.2765 0.09860 0.09236 -0.0222 1.0000 0.0528
-7.000 -0.2728 0.09766 0.09153 -0.0253 1.0000 0.0538
-6.750 -0.2662 0.09673 0.09070 -0.0289 1.0000 0.0543
-6.500 -0.2568 0.09575 0.08978 -0.0329 1.0000 0.0546
-6.250 -0.2570 0.08861 0.08281 -0.0259 1.0000 0.0568
-6.000 -0.2531 0.08574 0.08005 -0.0249 1.0000 0.0591
-5.750 -0.2500 0.08358 0.07800 -0.0248 1.0000 0.0613
-5.500 -0.2490 0.08185 0.07638 -0.0248 1.0000 0.0638
-5.250 -0.2496 0.08082 0.07544 -0.0253 1.0000 0.0662
-5.000 -0.2060 0.07751 0.07202 -0.0368 0.9868 0.0692
-4.750 -0.1860 0.07243 0.06699 -0.0378 0.9762 0.0743
-4.250 -0.1151 0.06497 0.05937 -0.0510 0.9508 0.0906
-4.000 -0.0789 0.06130 0.05561 -0.0571 0.9393 0.1012
-3.750 -0.0445 0.05789 0.05211 -0.0623 0.9276 0.1148
-3.500 -0.0094 0.05468 0.04878 -0.0672 0.9168 0.1314
-3.250 0.0269 0.05148 0.04545 -0.0721 0.9069 0.1534
-3.000 0.0588 0.04840 0.04230 -0.0754 0.8975 0.1824
-2.750 0.0849 0.04568 0.03945 -0.0772 0.8867 0.2242
-2.500 0.1056 0.04283 0.03666 -0.0772 0.8769 0.2817
-2.250 0.1283 0.03992 0.03379 -0.0768 0.8689 0.3411
-2.000 0.1552 0.03763 0.03142 -0.0778 0.8584 0.3808
-1.750 0.1921 0.03534 0.02897 -0.0807 0.8492 0.3846
-1.500 0.2855 0.03463 0.02685 -0.0932 0.8421 0.1806
-1.250 0.3287 0.03322 0.02485 -0.0940 0.8326 0.1055
-1.000 0.3664 0.03202 0.02313 -0.0944 0.8245 0.0808
-0.750 0.4008 0.03115 0.02171 -0.0944 0.8156 0.0683
-0.500 0.4282 0.02936 0.01986 -0.0946 0.8063 0.0637
-0.250 0.4619 0.02821 0.01834 -0.0948 0.7987 0.0584
0.000 0.4911 0.02787 0.01756 -0.0940 0.7884 0.0544
0.250 0.5191 0.02686 0.01639 -0.0937 0.7788 0.0529
0.500 0.5512 0.02598 0.01520 -0.0936 0.7702 0.0515
0.750 0.5802 0.02541 0.01439 -0.0931 0.7591 0.0508
1.000 0.6081 0.02498 0.01375 -0.0925 0.7484 0.0523
1.250 0.6361 0.02462 0.01320 -0.0918 0.7386 0.0543
1.500 0.6632 0.02423 0.01269 -0.0912 0.7290 0.0555
1.750 0.6883 0.02408 0.01244 -0.0904 0.7182 0.0567
2.000 0.7146 0.02400 0.01225 -0.0899 0.7084 0.0589
2.250 0.7424 0.02391 0.01204 -0.0893 0.6993 0.0634
2.500 0.7669 0.02404 0.01214 -0.0886 0.6881 0.0720
2.750 0.7953 0.02260 0.01231 -0.0888 0.6775 1.0000
3.000 0.8210 0.02291 0.01237 -0.0879 0.6672 1.0000
3.250 0.8468 0.02318 0.01245 -0.0870 0.6567 1.0000
3.500 0.8705 0.02350 0.01264 -0.0859 0.6436 1.0000
3.750 0.8945 0.02369 0.01272 -0.0847 0.6291 1.0000
4.000 0.9185 0.02376 0.01267 -0.0833 0.6128 1.0000
4.250 0.9401 0.02393 0.01285 -0.0817 0.5938 1.0000
4.500 0.9628 0.02405 0.01292 -0.0803 0.5758 1.0000
4.750 0.9860 0.02421 0.01307 -0.0790 0.5593 1.0000
5.000 1.0092 0.02436 0.01321 -0.0778 0.5426 1.0000
5.250 1.0304 0.02464 0.01361 -0.0764 0.5231 1.0000
5.500 1.0521 0.02482 0.01382 -0.0750 0.5025 1.0000
5.750 1.0729 0.02504 0.01407 -0.0735 0.4790 1.0000
6.000 1.0932 0.02524 0.01425 -0.0719 0.4524 1.0000
6.250 1.1128 0.02554 0.01451 -0.0702 0.4233 1.0000
6.500 1.1315 0.02595 0.01491 -0.0685 0.3926 1.0000
6.750 1.1491 0.02655 0.01538 -0.0667 0.3617 1.0000
7.000 1.1656 0.02736 0.01605 -0.0650 0.3325 1.0000
7.250 1.1810 0.02833 0.01692 -0.0633 0.3048 1.0000
7.500 1.1960 0.02941 0.01795 -0.0617 0.2801 1.0000
7.750 1.2106 0.03055 0.01903 -0.0601 0.2598 1.0000
8.000 1.2250 0.03174 0.02029 -0.0586 0.2411 1.0000
8.250 1.2387 0.03298 0.02154 -0.0570 0.2245 1.0000
8.500 1.2521 0.03425 0.02282 -0.0555 0.2104 1.0000
8.750 1.2661 0.03556 0.02417 -0.0540 0.1988 1.0000
9.000 1.2805 0.03691 0.02550 -0.0526 0.1888 1.0000
9.250 1.2945 0.03830 0.02705 -0.0512 0.1785 1.0000
9.500 1.3056 0.03976 0.02863 -0.0497 0.1676 1.0000
9.750 1.3076 0.04128 0.03019 -0.0474 0.1553 1.0000
10.000 1.3069 0.04294 0.03187 -0.0453 0.1440 1.0000
10.250 1.3054 0.04479 0.03372 -0.0436 0.1337 1.0000
10.500 1.3085 0.04670 0.03588 -0.0424 0.1246 1.0000
10.750 1.3125 0.04871 0.03802 -0.0414 0.1181 1.0000
11.000 1.3149 0.05091 0.04046 -0.0407 0.1111 1.0000
11.250 1.3157 0.05337 0.04307 -0.0403 0.1042 1.0000
11.500 1.3158 0.05602 0.04589 -0.0401 0.0977 1.0000
11.750 1.3155 0.05886 0.04889 -0.0401 0.0919 1.0000
12.000 1.3163 0.06178 0.05205 -0.0402 0.0869 1.0000
12.250 1.3163 0.06483 0.05527 -0.0403 0.0839 1.0000
12.500 1.3158 0.06801 0.05856 -0.0405 0.0818 1.0000
12.750 1.3166 0.07133 0.06226 -0.0407 0.0793 1.0000
13.000 1.3153 0.07500 0.06625 -0.0412 0.0771 1.0000
13.250 1.3120 0.07900 0.07058 -0.0420 0.0752 1.0000
13.500 1.3069 0.08336 0.07520 -0.0431 0.0735 1.0000
13.750 1.3005 0.08802 0.08009 -0.0445 0.0720 1.0000
14.000 1.2932 0.09292 0.08520 -0.0462 0.0707 1.0000
14.250 1.2859 0.09792 0.09038 -0.0481 0.0695 1.0000
14.500 1.2729 0.10445 0.09714 -0.0510 0.0684 1.0000
14.750 1.2520 0.11315 0.10612 -0.0553 0.0675 1.0000
15.000 1.2227 0.12446 0.11762 -0.0616 0.0668 1.0000
15.250 1.1807 0.14026 0.13341 -0.0707 0.0662 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 369 AIRFOIL (goe369-il)