GOE 376 AIRFOIL (goe376-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 376 AIRFOIL (goe376-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.79 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe376-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe376-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 376 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3310 0.11218 0.10523 -0.0206 1.0000 0.0990
-8.500 -0.3357 0.11152 0.10469 -0.0219 1.0000 0.1013
-8.250 -0.3459 0.11170 0.10501 -0.0230 1.0000 0.1021
-8.000 -0.3271 0.10472 0.09801 -0.0215 1.0000 0.1056
-7.750 -0.3224 0.10169 0.09505 -0.0208 1.0000 0.1105
-7.500 -0.3264 0.10025 0.09373 -0.0208 1.0000 0.1139
-7.250 -0.3323 0.10000 0.09361 -0.0237 1.0000 0.1161
-7.000 -0.3232 0.09484 0.08851 -0.0211 1.0000 0.1209
-6.750 -0.3198 0.09234 0.08609 -0.0210 1.0000 0.1268
-6.500 -0.3221 0.09239 0.08623 -0.0262 1.0000 0.1309
-6.250 -0.3151 0.08723 0.08116 -0.0221 1.0000 0.1356
-6.000 -0.3114 0.08490 0.07890 -0.0223 1.0000 0.1424
-5.750 -0.3084 0.08348 0.07754 -0.0261 1.0000 0.1470
-5.500 -0.3042 0.07957 0.07371 -0.0219 1.0000 0.1537
-5.000 -0.2961 0.07464 0.06890 -0.0219 1.0000 0.1689
-4.750 -0.2899 0.07247 0.06672 -0.0236 1.0000 0.1780
-4.500 -0.2814 0.07068 0.06491 -0.0254 1.0000 0.1911
-4.250 -0.2748 0.06832 0.06256 -0.0251 1.0000 0.2057
-4.000 -0.2705 0.06545 0.05975 -0.0234 1.0000 0.2211
-3.750 -0.2671 0.06257 0.05695 -0.0210 1.0000 0.2381
-3.500 -0.2580 0.06065 0.05501 -0.0215 1.0000 0.2655
-3.250 -0.2557 0.05772 0.05219 -0.0179 1.0000 0.2859
-3.000 -0.2497 0.05565 0.05014 -0.0168 1.0000 0.3265
-2.750 -0.2497 0.05307 0.04767 -0.0123 1.0000 0.3619
-2.250 -0.2552 0.04877 0.04360 -0.0020 1.0000 0.4760
-2.000 -0.2588 0.04633 0.04130 0.0044 1.0000 0.5229
-1.750 -0.2609 0.04412 0.03922 0.0102 1.0000 0.5690
-1.500 -0.2612 0.04204 0.03724 0.0155 1.0000 0.6137
-1.250 -0.2613 0.03992 0.03523 0.0208 1.0000 0.6520
-1.000 -0.2527 0.03793 0.03328 0.0230 1.0000 0.6837
-0.750 -0.2320 0.03612 0.03144 0.0213 1.0000 0.7041
-0.500 -0.1436 0.03411 0.02914 0.0040 0.9850 0.7013
-0.250 0.0963 0.03582 0.02817 -0.0517 0.9615 0.3378
0.000 0.1711 0.03530 0.02672 -0.0598 0.9452 0.2448
0.250 0.2316 0.03463 0.02540 -0.0650 0.9289 0.2012
0.500 0.2810 0.03395 0.02427 -0.0683 0.9110 0.1794
0.750 0.3289 0.03332 0.02332 -0.0715 0.8935 0.1672
1.000 0.3818 0.03276 0.02240 -0.0753 0.8763 0.1637
1.250 0.4376 0.03218 0.02151 -0.0794 0.8596 0.1615
1.500 0.4943 0.03136 0.02054 -0.0835 0.8434 0.1605
1.750 0.5490 0.03044 0.01961 -0.0871 0.8274 0.1638
2.000 0.5995 0.02962 0.01876 -0.0897 0.8111 0.1733
2.250 0.6347 0.02923 0.01849 -0.0901 0.7916 0.1979
2.500 0.6922 0.02707 0.01782 -0.0940 0.7735 1.0000
2.750 0.7285 0.02702 0.01739 -0.0937 0.7556 1.0000
3.000 0.7636 0.02694 0.01704 -0.0934 0.7381 1.0000
3.250 0.7972 0.02689 0.01680 -0.0929 0.7209 1.0000
3.500 0.8184 0.02746 0.01732 -0.0912 0.7006 1.0000
3.750 0.8452 0.02772 0.01750 -0.0900 0.6818 1.0000
4.000 0.8736 0.02789 0.01758 -0.0888 0.6635 1.0000
4.250 0.9020 0.02804 0.01764 -0.0876 0.6453 1.0000
4.500 0.9217 0.02874 0.01839 -0.0859 0.6246 1.0000
4.750 0.9473 0.02904 0.01865 -0.0844 0.6051 1.0000
5.000 0.9753 0.02922 0.01875 -0.0831 0.5867 1.0000
5.250 0.9946 0.02999 0.01957 -0.0814 0.5658 1.0000
5.500 1.0183 0.03052 0.02013 -0.0799 0.5464 1.0000
5.750 1.0445 0.03091 0.02047 -0.0786 0.5281 1.0000
6.000 1.0661 0.03172 0.02132 -0.0771 0.5097 1.0000
6.250 1.0856 0.03274 0.02242 -0.0755 0.4915 1.0000
6.500 1.1065 0.03373 0.02352 -0.0741 0.4747 1.0000
6.750 1.1271 0.03484 0.02471 -0.0727 0.4589 1.0000
7.000 1.1468 0.03609 0.02607 -0.0713 0.4440 1.0000
7.250 1.1650 0.03757 0.02770 -0.0700 0.4304 1.0000
7.500 1.1836 0.03906 0.02933 -0.0686 0.4175 1.0000
7.750 1.2045 0.04039 0.03082 -0.0674 0.4052 1.0000
8.000 1.2229 0.04199 0.03260 -0.0661 0.3936 1.0000
8.250 1.2242 0.04513 0.03611 -0.0640 0.3837 1.0000
8.500 1.2405 0.04710 0.03825 -0.0627 0.3743 1.0000
8.750 1.2565 0.04889 0.04025 -0.0613 0.3640 1.0000
9.000 1.2426 0.05337 0.04506 -0.0587 0.3562 1.0000
9.250 1.2605 0.05440 0.04631 -0.0570 0.3437 1.0000
9.500 1.2311 0.06058 0.05267 -0.0546 0.3392 1.0000
9.750 1.3497 0.04584 0.03756 -0.0531 0.2869 1.0000
10.000 1.3667 0.04308 0.03474 -0.0497 0.2564 1.0000
10.250 1.3713 0.04194 0.03357 -0.0457 0.2283 1.0000
10.500 1.3646 0.04229 0.03394 -0.0410 0.1998 1.0000
10.750 1.3476 0.04380 0.03541 -0.0357 0.1707 1.0000
11.000 1.3284 0.04592 0.03725 -0.0307 0.1463 1.0000
11.250 1.3150 0.04893 0.04025 -0.0273 0.1282 1.0000
11.500 1.3067 0.05200 0.04325 -0.0250 0.1148 1.0000
11.750 1.3033 0.05497 0.04611 -0.0232 0.1050 1.0000
12.000 1.2990 0.05822 0.04950 -0.0219 0.0975 1.0000
12.250 1.2986 0.06154 0.05289 -0.0208 0.0915 1.0000
12.500 1.2952 0.06533 0.05693 -0.0201 0.0871 1.0000
12.750 1.3097 0.06801 0.05945 -0.0187 0.0821 1.0000
13.000 1.2990 0.07284 0.06467 -0.0186 0.0810 1.0000
13.250 1.2848 0.07817 0.07032 -0.0193 0.0804 1.0000
13.500 1.2663 0.08419 0.07664 -0.0209 0.0803 1.0000
13.750 1.2446 0.09101 0.08370 -0.0234 0.0806 1.0000
14.000 1.2213 0.09852 0.09142 -0.0269 0.0812 1.0000
14.250 1.1966 0.10687 0.09992 -0.0312 0.0818 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 376 AIRFOIL (goe376-il)