GOE 373 AIRFOIL (goe373-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 373 AIRFOIL (goe373-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.5 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe373-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe373-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 373 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3123 0.10943 0.10257 -0.0213 1.0000 0.1031
-8.250 -0.3154 0.10863 0.10188 -0.0224 1.0000 0.1059
-8.000 -0.3266 0.10929 0.10270 -0.0237 1.0000 0.1070
-7.750 -0.3056 0.10203 0.09543 -0.0218 1.0000 0.1125
-7.500 -0.3049 0.09996 0.09345 -0.0214 1.0000 0.1175
-7.250 -0.3107 0.09946 0.09310 -0.0229 1.0000 0.1208
-7.000 -0.3153 0.10054 0.09430 -0.0289 1.0000 0.1221
-6.750 -0.3003 0.09275 0.08652 -0.0214 1.0000 0.1288
-6.500 -0.2992 0.09108 0.08495 -0.0227 1.0000 0.1344
-6.250 -0.2992 0.09154 0.08552 -0.0293 1.0000 0.1373
-6.000 -0.2927 0.08568 0.07974 -0.0224 1.0000 0.1428
-5.750 -0.2900 0.08405 0.07818 -0.0238 1.0000 0.1499
-5.500 -0.2870 0.08187 0.07608 -0.0254 1.0000 0.1540
-5.250 -0.2844 0.07887 0.07316 -0.0223 1.0000 0.1613
-5.000 -0.2789 0.07739 0.07171 -0.0259 1.0000 0.1687
-4.750 -0.2778 0.07449 0.06889 -0.0224 1.0000 0.1773
-4.500 -0.2731 0.07219 0.06663 -0.0229 1.0000 0.1863
-4.250 -0.2656 0.07012 0.06456 -0.0244 1.0000 0.1990
-3.500 -0.2436 0.06300 0.05752 -0.0239 1.0000 0.2438
-3.250 -0.2372 0.06058 0.05515 -0.0226 1.0000 0.2624
-3.000 -0.2273 0.05839 0.05298 -0.0229 1.0000 0.2893
-2.750 -0.2209 0.05618 0.05083 -0.0214 1.0000 0.3202
-2.500 -0.2173 0.05404 0.04876 -0.0186 1.0000 0.3555
-1.750 -0.2236 0.04798 0.04306 -0.0039 1.0000 0.5151
-1.500 -0.2283 0.04593 0.04115 0.0023 1.0000 0.5626
-1.250 -0.2209 0.04353 0.03887 0.0073 0.9930 0.6246
-1.000 -0.2003 0.04087 0.03629 0.0101 0.9791 0.6870
-0.750 -0.1674 0.03835 0.03378 0.0087 0.9641 0.7324
-0.500 -0.1054 0.03604 0.03136 -0.0013 0.9476 0.7551
-0.250 0.2241 0.03636 0.02868 -0.0810 0.9233 0.3131
0.000 0.2889 0.03560 0.02710 -0.0871 0.9072 0.2375
0.250 0.3438 0.03501 0.02582 -0.0909 0.8915 0.1966
0.500 0.3919 0.03393 0.02446 -0.0939 0.8765 0.1778
0.750 0.4397 0.03320 0.02337 -0.0965 0.8615 0.1644
1.000 0.4905 0.03239 0.02221 -0.0995 0.8471 0.1553
1.250 0.5412 0.03173 0.02126 -0.1022 0.8331 0.1527
1.500 0.5864 0.03094 0.02041 -0.1042 0.8187 0.1558
1.750 0.6261 0.03043 0.01985 -0.1052 0.8039 0.1582
2.000 0.6621 0.03012 0.01950 -0.1057 0.7886 0.1621
2.250 0.6955 0.02998 0.01934 -0.1058 0.7731 0.1704
2.500 0.7276 0.02990 0.01934 -0.1058 0.7580 0.1899
2.750 0.7628 0.02839 0.01932 -0.1061 0.7441 1.0000
3.000 0.7916 0.02886 0.01947 -0.1052 0.7294 1.0000
3.250 0.8208 0.02928 0.01965 -0.1045 0.7156 1.0000
3.500 0.8450 0.02999 0.02022 -0.1035 0.7009 1.0000
3.750 0.8679 0.03080 0.02096 -0.1025 0.6865 1.0000
4.000 0.8898 0.03170 0.02180 -0.1015 0.6724 1.0000
4.250 0.9128 0.03243 0.02250 -0.1004 0.6580 1.0000
4.500 0.9391 0.03268 0.02269 -0.0990 0.6426 1.0000
4.750 0.9668 0.03268 0.02268 -0.0975 0.6269 1.0000
5.000 0.9938 0.03272 0.02269 -0.0960 0.6112 1.0000
5.250 1.0183 0.03312 0.02310 -0.0947 0.5963 1.0000
5.500 1.0415 0.03372 0.02375 -0.0934 0.5818 1.0000
5.750 1.0647 0.03434 0.02446 -0.0920 0.5671 1.0000
6.000 1.0884 0.03490 0.02508 -0.0907 0.5521 1.0000
6.250 1.1127 0.03542 0.02567 -0.0893 0.5366 1.0000
6.500 1.1364 0.03599 0.02632 -0.0878 0.5203 1.0000
6.750 1.1532 0.03719 0.02772 -0.0861 0.5021 1.0000
7.000 1.1726 0.03817 0.02884 -0.0844 0.4836 1.0000
7.250 1.1958 0.03879 0.02955 -0.0828 0.4650 1.0000
7.500 1.2230 0.03906 0.02986 -0.0813 0.4467 1.0000
7.750 1.2404 0.04013 0.03108 -0.0794 0.4273 1.0000
8.000 1.2631 0.04008 0.03113 -0.0774 0.4054 1.0000
8.250 1.2883 0.03918 0.03018 -0.0752 0.3813 1.0000
8.500 1.3180 0.03759 0.02836 -0.0733 0.3568 1.0000
8.750 1.3325 0.03846 0.02943 -0.0713 0.3382 1.0000
9.000 1.3497 0.03923 0.03041 -0.0695 0.3214 1.0000
9.250 1.3668 0.03938 0.03065 -0.0674 0.3023 1.0000
9.500 1.3822 0.03893 0.03017 -0.0650 0.2808 1.0000
9.750 1.3915 0.03966 0.03116 -0.0625 0.2630 1.0000
10.000 1.3982 0.03999 0.03164 -0.0595 0.2427 1.0000
10.250 1.3958 0.04052 0.03227 -0.0559 0.2193 1.0000
10.500 1.3891 0.04161 0.03334 -0.0520 0.1955 1.0000
10.750 1.3757 0.04369 0.03534 -0.0479 0.1723 1.0000
11.000 1.3591 0.04679 0.03828 -0.0445 0.1487 1.0000
11.250 1.3439 0.05037 0.04167 -0.0420 0.1286 1.0000
11.500 1.3337 0.05394 0.04514 -0.0405 0.1140 1.0000
11.750 1.3269 0.05757 0.04882 -0.0395 0.1028 1.0000
12.000 1.3238 0.06116 0.05251 -0.0387 0.0943 1.0000
12.250 1.3256 0.06417 0.05538 -0.0378 0.0876 1.0000
12.500 1.3282 0.06795 0.05950 -0.0369 0.0828 1.0000
12.750 1.3340 0.07124 0.06291 -0.0361 0.0788 1.0000
13.000 1.3474 0.07450 0.06619 -0.0347 0.0755 1.0000
13.250 1.3382 0.07966 0.07172 -0.0352 0.0747 1.0000
13.500 1.3246 0.08539 0.07777 -0.0365 0.0744 1.0000
13.750 1.3068 0.09183 0.08450 -0.0387 0.0744 1.0000
14.000 1.2857 0.09904 0.09197 -0.0418 0.0747 1.0000
14.250 1.2632 0.10697 0.10010 -0.0458 0.0752 1.0000
14.500 1.2400 0.11557 0.10886 -0.0505 0.0758 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 373 AIRFOIL (goe373-il)