GOE 372 AIRFOIL (goe372-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 372 AIRFOIL (goe372-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.2 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe372-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe372-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 372 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 -0.3637 0.10391 0.09732 -0.0264 1.0000 0.1447
-7.500 -0.3519 0.09896 0.09240 -0.0251 1.0000 0.1508
-7.250 -0.3570 0.09741 0.09097 -0.0245 1.0000 0.1567
-7.000 -0.3685 0.09747 0.09120 -0.0275 1.0000 0.1592
-6.750 -0.3548 0.09192 0.08566 -0.0235 1.0000 0.1676
-6.500 -0.3633 0.09153 0.08541 -0.0268 1.0000 0.1727
-6.250 -0.3555 0.08695 0.08088 -0.0234 1.0000 0.1785
-6.000 -0.3585 0.08570 0.07972 -0.0256 1.0000 0.1861
-5.500 -0.3556 0.08137 0.07550 -0.0283 1.0000 0.2011
-5.250 -0.3518 0.07698 0.07119 -0.0222 1.0000 0.2086
-5.000 -0.3494 0.07448 0.06873 -0.0230 1.0000 0.2182
-4.750 -0.3450 0.07202 0.06629 -0.0236 1.0000 0.2310
-4.500 -0.3415 0.06922 0.06349 -0.0214 1.0000 0.2474
-4.250 -0.3346 0.06698 0.06124 -0.0227 1.0000 0.2717
-4.000 -0.3311 0.06396 0.05828 -0.0193 1.0000 0.2900
-3.750 -0.3234 0.06132 0.05564 -0.0190 1.0000 0.3154
-3.500 -0.3172 0.05861 0.05295 -0.0170 1.0000 0.3440
-3.250 -0.3111 0.05619 0.05055 -0.0151 1.0000 0.3834
-3.000 -0.3101 0.05361 0.04804 -0.0104 1.0000 0.4258
-2.000 -0.0877 0.03690 0.02875 -0.0547 1.0000 0.2107
-1.750 -0.0581 0.03471 0.02615 -0.0563 1.0000 0.2088
-1.500 -0.0252 0.03249 0.02329 -0.0580 1.0000 0.1971
-1.250 0.0024 0.03081 0.02116 -0.0587 1.0000 0.1939
-1.000 0.0287 0.02953 0.01946 -0.0590 1.0000 0.1956
-0.750 0.0535 0.02857 0.01807 -0.0590 1.0000 0.2024
-0.500 0.0737 0.02799 0.01740 -0.0587 1.0000 0.2207
-0.250 0.0960 0.02744 0.01665 -0.0584 1.0000 0.2350
0.000 0.1204 0.02716 0.01611 -0.0586 1.0000 0.2573
0.250 0.1439 0.02702 0.01586 -0.0588 1.0000 0.2843
0.500 0.1676 0.02690 0.01580 -0.0591 1.0000 0.3160
0.750 0.2012 0.02684 0.01585 -0.0612 0.9964 0.3675
1.000 0.2519 0.02521 0.01554 -0.0659 0.9855 1.0000
1.250 0.2967 0.02636 0.01615 -0.0702 0.9724 1.0000
1.500 0.3378 0.02742 0.01694 -0.0739 0.9591 1.0000
1.750 0.3757 0.02842 0.01776 -0.0771 0.9463 1.0000
2.000 0.4118 0.02940 0.01862 -0.0798 0.9337 1.0000
2.250 0.4463 0.03037 0.01951 -0.0822 0.9214 1.0000
2.500 0.4797 0.03134 0.02045 -0.0843 0.9096 1.0000
2.750 0.5137 0.03232 0.02144 -0.0865 0.8983 1.0000
3.000 0.5499 0.03328 0.02243 -0.0889 0.8874 1.0000
3.250 0.5751 0.03426 0.02345 -0.0896 0.8754 1.0000
3.500 0.6008 0.03528 0.02454 -0.0903 0.8634 1.0000
3.750 0.6279 0.03630 0.02571 -0.0911 0.8512 1.0000
4.000 0.6642 0.03701 0.02657 -0.0928 0.8356 1.0000
4.250 0.7095 0.03727 0.02705 -0.0949 0.8164 1.0000
4.500 0.7408 0.03772 0.02770 -0.0952 0.7970 1.0000
4.750 0.7790 0.03805 0.02838 -0.0963 0.7804 1.0000
5.000 0.8366 0.03738 0.02815 -0.0988 0.7626 1.0000
5.250 0.9465 0.02750 0.01904 -0.0944 0.6868 1.0000
5.500 0.9784 0.02440 0.01611 -0.0883 0.6294 1.0000
5.750 0.9961 0.02306 0.01474 -0.0822 0.5613 1.0000
6.000 0.9991 0.02313 0.01407 -0.0751 0.4143 1.0000
6.250 0.9912 0.02603 0.01517 -0.0696 0.1780 1.0000
6.500 0.9944 0.02890 0.01725 -0.0666 0.1082 1.0000
6.750 1.0041 0.03090 0.01917 -0.0638 0.0944 1.0000
7.000 1.0152 0.03274 0.02107 -0.0612 0.0878 1.0000
7.250 1.0289 0.03453 0.02305 -0.0588 0.0831 1.0000
7.500 1.0507 0.03664 0.02514 -0.0571 0.0796 1.0000
7.750 1.0910 0.03889 0.02757 -0.0570 0.0765 1.0000
8.000 1.1292 0.04159 0.03046 -0.0572 0.0727 1.0000
8.250 1.1635 0.04493 0.03411 -0.0570 0.0717 1.0000
8.500 1.1898 0.04880 0.03852 -0.0559 0.0734 1.0000
8.750 1.2093 0.05301 0.04324 -0.0544 0.0756 1.0000
9.000 1.2253 0.05760 0.04820 -0.0529 0.0778 1.0000
9.250 1.2381 0.06199 0.05310 -0.0510 0.0803 1.0000
9.500 1.2252 0.06616 0.05816 -0.0471 0.0839 1.0000
9.750 1.2173 0.07098 0.06343 -0.0446 0.0870 1.0000
10.000 1.2166 0.07626 0.06892 -0.0431 0.0900 1.0000
10.250 1.2056 0.08070 0.07371 -0.0410 0.0930 1.0000
10.500 1.1738 0.08445 0.07776 -0.0383 0.0941 1.0000
10.750 1.1430 0.08887 0.08237 -0.0374 0.0947 1.0000
11.000 1.1122 0.09427 0.08783 -0.0386 0.0951 1.0000
11.250 1.0801 0.10106 0.09471 -0.0421 0.0955 1.0000
11.500 1.0475 0.10969 0.10338 -0.0480 0.0962 1.0000
11.750 1.0195 0.12021 0.11387 -0.0556 0.0987 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 372 AIRFOIL (goe372-il)