GOE 371 AIRFOIL (goe371-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 371 AIRFOIL (goe371-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.65 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe371-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe371-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 371 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3437 0.11322 0.10619 -0.0241 1.0000 0.1249
-8.750 -0.3438 0.11142 0.10446 -0.0248 1.0000 0.1300
-8.500 -0.3543 0.11152 0.10472 -0.0264 1.0000 0.1321
-8.250 -0.3369 0.10550 0.09867 -0.0249 1.0000 0.1379
-8.000 -0.3390 0.10379 0.09706 -0.0249 1.0000 0.1447
-7.750 -0.3522 0.10372 0.09716 -0.0253 1.0000 0.1466
-7.500 -0.3365 0.09836 0.09181 -0.0237 1.0000 0.1535
-7.250 -0.3433 0.09701 0.09060 -0.0230 1.0000 0.1593
-7.000 -0.3576 0.09746 0.09122 -0.0265 1.0000 0.1619
-6.500 -0.3501 0.09098 0.08489 -0.0238 1.0000 0.1757
-6.000 -0.3487 0.08571 0.07979 -0.0221 1.0000 0.1899
-5.500 -0.3501 0.08201 0.07620 -0.0242 1.0000 0.2059
-5.250 -0.3463 0.07785 0.07215 -0.0182 1.0000 0.2139
-4.750 -0.3434 0.07310 0.06748 -0.0175 1.0000 0.2392
-4.500 -0.3403 0.07061 0.06503 -0.0159 1.0000 0.2556
-4.000 -0.3321 0.06567 0.06017 -0.0135 1.0000 0.2988
-3.750 -0.3267 0.06326 0.05778 -0.0124 1.0000 0.3264
-3.500 -0.3228 0.06076 0.05534 -0.0095 1.0000 0.3566
-2.250 -0.3447 0.04917 0.04428 0.0261 1.0000 0.6088
-2.000 -0.3512 0.04698 0.04219 0.0335 1.0000 0.6619
-1.750 -0.3544 0.04448 0.03978 0.0407 1.0000 0.7043
-1.500 -0.3520 0.04192 0.03728 0.0450 1.0000 0.7373
-1.250 -0.0131 0.03464 0.02616 -0.0517 1.0000 0.1986
-1.000 0.0198 0.03309 0.02390 -0.0527 1.0000 0.1750
-0.750 0.0461 0.03174 0.02216 -0.0529 1.0000 0.1649
-0.500 0.0709 0.03090 0.02096 -0.0528 1.0000 0.1594
-0.250 0.0932 0.03023 0.02004 -0.0526 1.0000 0.1577
0.000 0.1140 0.02992 0.01947 -0.0522 1.0000 0.1601
0.250 0.1418 0.02972 0.01902 -0.0532 0.9970 0.1629
0.500 0.2018 0.02961 0.01861 -0.0593 0.9833 0.1674
0.750 0.2564 0.02960 0.01840 -0.0646 0.9679 0.1782
1.000 0.3072 0.02955 0.01841 -0.0694 0.9519 0.2068
1.250 0.3619 0.02744 0.01810 -0.0742 0.9379 1.0000
1.500 0.4057 0.02832 0.01844 -0.0776 0.9194 1.0000
1.750 0.4487 0.02915 0.01900 -0.0811 0.9021 1.0000
2.000 0.4913 0.02991 0.01959 -0.0843 0.8857 1.0000
2.250 0.5321 0.03062 0.02019 -0.0871 0.8701 1.0000
2.500 0.5708 0.03129 0.02079 -0.0894 0.8549 1.0000
2.750 0.6025 0.03203 0.02149 -0.0906 0.8394 1.0000
3.000 0.6349 0.03273 0.02218 -0.0917 0.8243 1.0000
3.250 0.6674 0.03339 0.02287 -0.0927 0.8094 1.0000
3.500 0.6989 0.03394 0.02345 -0.0933 0.7931 1.0000
3.750 0.7379 0.03397 0.02354 -0.0942 0.7746 1.0000
4.000 0.7856 0.03332 0.02303 -0.0954 0.7566 1.0000
4.250 0.8304 0.03259 0.02241 -0.0958 0.7397 1.0000
4.500 0.8620 0.03252 0.02245 -0.0951 0.7223 1.0000
4.750 0.8872 0.03277 0.02282 -0.0938 0.7034 1.0000
5.000 0.9200 0.03248 0.02271 -0.0928 0.6852 1.0000
5.250 0.9576 0.03174 0.02212 -0.0919 0.6671 1.0000
5.500 0.9819 0.03179 0.02232 -0.0900 0.6451 1.0000
5.750 1.0194 0.03077 0.02148 -0.0887 0.6234 1.0000
6.000 1.0467 0.03041 0.02126 -0.0866 0.5970 1.0000
6.250 1.0773 0.02988 0.02079 -0.0846 0.5684 1.0000
6.500 1.1094 0.02947 0.02033 -0.0827 0.5368 1.0000
6.750 1.1308 0.03015 0.02109 -0.0804 0.5022 1.0000
7.000 1.1541 0.03082 0.02172 -0.0784 0.4684 1.0000
7.250 1.1769 0.03143 0.02226 -0.0763 0.4359 1.0000
7.500 1.1975 0.03210 0.02288 -0.0742 0.4049 1.0000
7.750 1.2162 0.03287 0.02374 -0.0720 0.3758 1.0000
8.000 1.2344 0.03370 0.02463 -0.0698 0.3477 1.0000
8.250 1.2511 0.03454 0.02550 -0.0674 0.3182 1.0000
8.500 1.2632 0.03543 0.02644 -0.0644 0.2847 1.0000
8.750 1.2705 0.03603 0.02671 -0.0610 0.2449 1.0000
9.000 1.2739 0.03747 0.02779 -0.0576 0.2048 1.0000
9.250 1.2764 0.03996 0.03017 -0.0542 0.1662 1.0000
9.500 1.2825 0.04296 0.03298 -0.0512 0.1348 1.0000
9.750 1.2925 0.04599 0.03623 -0.0487 0.1170 1.0000
10.000 1.3040 0.04886 0.03921 -0.0468 0.1050 1.0000
10.250 1.3222 0.05223 0.04256 -0.0457 0.0966 1.0000
10.500 1.3251 0.05631 0.04728 -0.0431 0.0935 1.0000
10.750 1.3251 0.06040 0.05183 -0.0407 0.0910 1.0000
11.000 1.3238 0.06423 0.05596 -0.0384 0.0886 1.0000
11.250 1.3356 0.06831 0.05997 -0.0376 0.0846 1.0000
11.500 1.3189 0.07224 0.06430 -0.0347 0.0843 1.0000
11.750 1.2996 0.07623 0.06857 -0.0320 0.0842 1.0000
12.000 1.2792 0.08058 0.07318 -0.0303 0.0844 1.0000
12.250 1.2580 0.08549 0.07830 -0.0297 0.0846 1.0000
12.500 1.1721 0.09657 0.08992 -0.0354 0.0941 1.0000
12.750 1.1460 0.10458 0.09801 -0.0394 0.0955 1.0000
13.000 1.1253 0.11288 0.10635 -0.0435 0.0966 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 371 AIRFOIL (goe371-il)