GOE 370 AIRFOIL (goe370-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 370 AIRFOIL (goe370-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 45.23 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe370-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe370-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 370 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3144 0.10502 0.09840 -0.0275 1.0000 0.1045
-7.500 -0.3201 0.10422 0.09774 -0.0271 1.0000 0.1072
-7.250 -0.3275 0.10447 0.09814 -0.0282 1.0000 0.1085
-7.000 -0.3245 0.10068 0.09446 -0.0273 1.0000 0.1106
-6.750 -0.3184 0.09669 0.09051 -0.0250 1.0000 0.1159
-6.500 -0.3202 0.09522 0.08914 -0.0249 1.0000 0.1196
-6.250 -0.3250 0.09566 0.08970 -0.0274 1.0000 0.1222
-6.000 -0.3252 0.09302 0.08716 -0.0268 1.0000 0.1236
-5.750 -0.3240 0.08896 0.08316 -0.0228 1.0000 0.1275
-5.500 -0.3243 0.08704 0.08130 -0.0221 1.0000 0.1316
-5.250 -0.3199 0.08698 0.08124 -0.0264 1.0000 0.1358
-5.000 -0.3187 0.08346 0.07780 -0.0247 1.0000 0.1379
-4.750 -0.3168 0.08034 0.07473 -0.0223 1.0000 0.1424
-4.250 -0.2996 0.07545 0.06984 -0.0252 1.0000 0.1529
-4.000 -0.2757 0.07432 0.06852 -0.0318 1.0000 0.1631
-3.750 -0.2762 0.06997 0.06427 -0.0276 1.0000 0.1671
-3.500 -0.2555 0.06760 0.06182 -0.0315 1.0000 0.1778
-3.250 -0.2394 0.06486 0.05903 -0.0331 1.0000 0.1914
-3.000 -0.2264 0.06185 0.05600 -0.0332 1.0000 0.2064
-2.750 -0.2114 0.05896 0.05309 -0.0336 1.0000 0.2231
-2.500 -0.1869 0.05663 0.05064 -0.0368 1.0000 0.2467
-2.250 -0.1726 0.05362 0.04763 -0.0363 1.0000 0.2669
-2.000 -0.1507 0.05121 0.04513 -0.0381 1.0000 0.3022
-1.750 -0.1362 0.04844 0.04231 -0.0374 1.0000 0.3440
-1.250 -0.1277 0.04239 0.03647 -0.0297 1.0000 0.4822
-1.000 -0.1137 0.03971 0.03379 -0.0280 1.0000 0.5361
-0.750 -0.0952 0.03712 0.03120 -0.0272 1.0000 0.5726
-0.500 -0.0627 0.03514 0.02907 -0.0303 1.0000 0.5942
-0.250 -0.0003 0.03453 0.02793 -0.0415 1.0000 0.5503
0.000 0.1173 0.03612 0.02725 -0.0618 1.0000 0.2020
0.250 0.1462 0.03486 0.02555 -0.0627 1.0000 0.1854
0.500 0.1736 0.03404 0.02418 -0.0633 1.0000 0.1772
0.750 0.2175 0.03345 0.02326 -0.0670 0.9916 0.1865
1.000 0.2664 0.03320 0.02253 -0.0714 0.9830 0.2028
1.250 0.3113 0.03284 0.02177 -0.0750 0.9738 0.2232
1.500 0.3562 0.03257 0.02144 -0.0787 0.9653 0.2903
1.750 0.4014 0.03208 0.02135 -0.0826 0.9569 0.4169
2.000 0.4397 0.03127 0.02132 -0.0853 0.9463 1.0000
2.250 0.4738 0.03230 0.02189 -0.0873 0.9348 1.0000
2.500 0.5077 0.03332 0.02266 -0.0895 0.9230 1.0000
2.750 0.5419 0.03432 0.02351 -0.0916 0.9103 1.0000
3.000 0.5758 0.03528 0.02437 -0.0935 0.8969 1.0000
3.250 0.6090 0.03620 0.02525 -0.0952 0.8828 1.0000
3.500 0.6412 0.03711 0.02621 -0.0967 0.8686 1.0000
3.750 0.6730 0.03799 0.02712 -0.0980 0.8539 1.0000
4.000 0.7046 0.03886 0.02807 -0.0992 0.8391 1.0000
4.250 0.7369 0.03968 0.02900 -0.1003 0.8237 1.0000
4.500 0.7710 0.04043 0.02996 -0.1014 0.8081 1.0000
4.750 0.8086 0.04102 0.03076 -0.1028 0.7923 1.0000
5.000 0.8406 0.04169 0.03165 -0.1034 0.7757 1.0000
5.250 0.8622 0.04263 0.03280 -0.1026 0.7571 1.0000
5.500 0.8958 0.04316 0.03362 -0.1030 0.7396 1.0000
5.750 0.9398 0.04314 0.03411 -0.1041 0.7227 1.0000
6.000 0.9932 0.04121 0.03275 -0.1038 0.6964 1.0000
6.250 1.0836 0.02396 0.01544 -0.0844 0.4694 1.0000
6.500 1.0688 0.02657 0.01610 -0.0769 0.2112 1.0000
6.750 1.0641 0.02982 0.01833 -0.0728 0.1288 1.0000
7.000 1.0686 0.03216 0.02051 -0.0694 0.1118 1.0000
7.250 1.0754 0.03430 0.02266 -0.0663 0.1032 1.0000
7.500 1.0878 0.03643 0.02476 -0.0637 0.0944 1.0000
7.750 1.1190 0.03853 0.02697 -0.0629 0.0848 1.0000
8.000 1.1930 0.04297 0.03118 -0.0668 0.0805 1.0000
8.250 1.2336 0.04694 0.03559 -0.0673 0.0806 1.0000
8.500 1.2613 0.05099 0.04004 -0.0664 0.0805 1.0000
8.750 1.2785 0.05455 0.04409 -0.0645 0.0801 1.0000
9.000 1.2950 0.05895 0.04891 -0.0628 0.0804 1.0000
9.250 1.2950 0.06112 0.05205 -0.0585 0.0835 1.0000
9.500 1.2943 0.06555 0.05715 -0.0554 0.0876 1.0000
9.750 1.3005 0.07098 0.06288 -0.0536 0.0916 1.0000
10.000 1.2908 0.07479 0.06727 -0.0504 0.0957 1.0000
10.250 1.2662 0.07891 0.07186 -0.0471 0.0985 1.0000
10.500 1.2436 0.08310 0.07631 -0.0444 0.1006 1.0000
10.750 1.2238 0.08768 0.08106 -0.0428 0.1027 1.0000
11.000 1.2165 0.09312 0.08667 -0.0423 0.1076 1.0000
11.250 1.1858 0.09803 0.09171 -0.0427 0.1078 1.0000
11.500 1.1549 0.10401 0.09780 -0.0451 0.1079 1.0000
11.750 1.1219 0.11148 0.10533 -0.0497 0.1082 1.0000
12.000 1.0720 0.12532 0.11911 -0.0613 0.1153 1.0000
12.250 1.0516 0.13749 0.13113 -0.0694 0.1294 1.0000
12.500 1.0096 0.15727 0.15076 -0.0866 0.2024 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 370 AIRFOIL (goe370-il)