GOE 735 AIRFOIL (goe735-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 735 AIRFOIL (goe735-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.94 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe735-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe735-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 735 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.1877 0.13506 0.12893 -0.0296 1.0000 0.2850
-12.000 -0.2416 0.14014 0.13421 -0.0274 1.0000 0.2874
-11.750 -0.2336 0.13733 0.13153 -0.0230 1.0000 0.2900
-11.500 -0.1974 0.13256 0.12672 -0.0272 0.9892 0.3012
-11.250 -0.1774 0.12820 0.12234 -0.0336 0.9792 0.3123
-11.000 -0.1657 0.12600 0.12009 -0.0392 0.9689 0.3277
-10.750 -0.1029 0.11793 0.11192 -0.0466 0.9593 0.3409
-10.500 -0.0780 0.11352 0.10745 -0.0528 0.9505 0.3550
-10.250 -0.0885 0.11353 0.10745 -0.0566 0.9394 0.3711
-10.000 -0.0189 0.10573 0.09951 -0.0623 0.9255 0.3881
-9.750 0.0067 0.10185 0.09554 -0.0656 0.9119 0.4001
-9.500 0.0064 0.10049 0.09415 -0.0668 0.8992 0.4163
-9.250 0.0322 0.09773 0.09130 -0.0671 0.8826 0.4317
-9.000 0.0435 0.09534 0.08889 -0.0669 0.8674 0.4419
-8.750 0.0276 0.09568 0.08924 -0.0652 0.8555 0.4580
-8.500 0.0630 0.09218 0.08564 -0.0651 0.8415 0.4726
-8.250 0.0688 0.09048 0.08393 -0.0642 0.8285 0.4843
-8.000 0.0588 0.09036 0.08384 -0.0623 0.8180 0.5009
-7.750 -0.2584 0.07009 0.06343 -0.0775 0.8237 0.2679
-7.500 -0.2781 0.06871 0.06200 -0.0738 0.8111 0.2659
-7.250 -0.2891 0.06611 0.05923 -0.0714 0.8032 0.2649
-7.000 -0.3141 0.06510 0.05815 -0.0666 0.7917 0.2638
-6.750 -0.3216 0.06248 0.05526 -0.0640 0.7852 0.2633
-6.500 -0.3536 0.06246 0.05518 -0.0577 0.7740 0.2626
-6.250 -0.3590 0.06041 0.05279 -0.0547 0.7671 0.2637
-6.000 -0.3835 0.06020 0.05244 -0.0489 0.7581 0.2638
-5.750 -0.3946 0.05919 0.05114 -0.0446 0.7506 0.2649
-5.500 -0.3810 0.05723 0.04869 -0.0431 0.7452 0.2676
-5.250 -0.4189 0.05804 0.04946 -0.0353 0.7373 0.2670
-5.000 -0.4090 0.05718 0.04858 -0.0334 0.7301 0.2705
-4.750 -0.3713 0.05610 0.04737 -0.0347 0.7236 0.2774
-4.500 -0.4053 0.05674 0.04795 -0.0276 0.7185 0.2770
-4.250 -0.4092 0.05662 0.04764 -0.0242 0.7135 0.2798
-4.000 -0.6231 0.06174 0.05344 -0.0023 0.9157 0.2620
-3.750 -0.6187 0.06069 0.05205 0.0000 0.9175 0.2647
-3.500 -0.6070 0.05971 0.05072 0.0014 0.9062 0.2683
-3.250 -0.5804 0.05997 0.05099 0.0003 0.8969 0.2736
-3.000 -0.5520 0.06018 0.05099 -0.0007 0.8819 0.2800
-2.750 -0.5420 0.05955 0.05007 0.0011 0.8707 0.2847
-2.500 -0.5076 0.06060 0.05098 -0.0010 0.8626 0.2921
-2.250 -0.4996 0.05986 0.05018 0.0011 0.8502 0.2974
-2.000 -0.4665 0.06127 0.05127 -0.0006 0.8426 0.3067
-1.750 -0.4519 0.06076 0.05080 0.0005 0.8282 0.3137
-1.500 -0.4292 0.06168 0.05161 0.0002 0.8217 0.3240
-1.250 -0.4117 0.06163 0.05151 0.0008 0.8100 0.3332
-1.000 -0.3755 0.06368 0.05345 -0.0016 0.8040 0.3504
-0.750 -0.3664 0.06288 0.05279 0.0000 0.7912 0.3617
-0.500 -0.3178 0.06550 0.05542 -0.0044 0.7846 0.3907
-0.250 -0.3121 0.06448 0.05454 -0.0027 0.7727 0.4103
0.000 -0.0264 0.07486 0.06771 -0.0516 0.7645 1.0000
0.500 -0.0119 0.07656 0.06887 -0.0480 0.7456 1.0000
0.750 -0.0300 0.07583 0.06798 -0.0429 0.7366 1.0000
1.000 -0.0133 0.07732 0.06924 -0.0423 0.7287 1.0000
1.250 0.0197 0.08094 0.07258 -0.0440 0.7245 1.0000
1.500 -0.0037 0.07927 0.07081 -0.0383 0.7132 1.0000
1.750 0.0234 0.08173 0.07305 -0.0389 0.7062 1.0000
2.000 0.0195 0.08230 0.07349 -0.0361 0.6993 1.0000
2.250 0.0300 0.08333 0.07436 -0.0347 0.6896 1.0000
2.500 0.0596 0.08646 0.07730 -0.0357 0.6848 1.0000
2.750 0.0470 0.08618 0.07692 -0.0320 0.6771 1.0000
3.000 0.0626 0.08769 0.07828 -0.0313 0.6683 1.0000
3.250 0.0988 0.09177 0.08219 -0.0331 0.6636 1.0000
3.500 0.0780 0.09035 0.08070 -0.0286 0.6533 1.0000
3.750 0.0990 0.09249 0.08270 -0.0285 0.6466 1.0000
4.000 0.1347 0.09700 0.08707 -0.0303 0.6430 1.0000
4.250 0.1102 0.09502 0.08503 -0.0257 0.6326 1.0000
4.500 0.1339 0.09748 0.08738 -0.0260 0.6259 1.0000
4.750 0.1541 0.10068 0.09046 -0.0262 0.6218 1.0000
5.000 0.1443 0.09995 0.08968 -0.0233 0.6110 1.0000
5.250 0.1688 0.10272 0.09235 -0.0237 0.6055 1.0000
5.500 0.1829 0.10547 0.09500 -0.0235 0.6016 1.0000
5.750 0.1772 0.10513 0.09462 -0.0212 0.5908 1.0000
6.000 0.2049 0.10836 0.09775 -0.0219 0.5851 1.0000
6.250 0.2046 0.10963 0.09897 -0.0205 0.5800 1.0000
6.500 0.2098 0.11055 0.09984 -0.0194 0.5708 1.0000
6.750 0.2361 0.11378 0.10299 -0.0200 0.5656 1.0000
7.000 0.2371 0.11529 0.10445 -0.0189 0.5605 1.0000
7.250 0.2420 0.11617 0.10529 -0.0179 0.5509 1.0000
7.500 0.2683 0.11956 0.10862 -0.0185 0.5459 1.0000
7.750 0.2776 0.12215 0.11116 -0.0182 0.5425 1.0000
8.000 0.2717 0.12195 0.11094 -0.0166 0.5325 1.0000
8.250 0.2956 0.12507 0.11401 -0.0170 0.5269 1.0000
8.500 0.3216 0.12976 0.11865 -0.0179 0.5240 1.0000
8.750 0.3016 0.12793 0.11682 -0.0157 0.5142 1.0000
9.000 0.3203 0.13056 0.11941 -0.0159 0.5087 1.0000
9.250 0.3520 0.13561 0.12443 -0.0170 0.5054 1.0000
9.500 0.3320 0.13431 0.12312 -0.0152 0.4982 1.0000
9.750 0.3455 0.13634 0.12513 -0.0152 0.4911 1.0000
10.000 0.3717 0.14033 0.12910 -0.0158 0.4870 1.0000
10.250 0.3782 0.14292 0.13166 -0.0158 0.4842 1.0000
10.500 0.3707 0.14248 0.13123 -0.0149 0.4758 1.0000
10.750 0.3882 0.14513 0.13386 -0.0152 0.4703 1.0000
11.000 0.4176 0.15020 0.13893 -0.0161 0.4670 1.0000
11.250 0.4033 0.14951 0.13823 -0.0153 0.4619 1.0000
11.500 0.4106 0.15099 0.13971 -0.0153 0.4551 1.0000
11.750 0.4287 0.15395 0.14267 -0.0156 0.4506 1.0000
12.000 0.4571 0.15936 0.14808 -0.0165 0.4478 1.0000
12.250 0.4421 0.15823 0.14695 -0.0161 0.4432 1.0000
12.500 0.4493 0.15963 0.14835 -0.0162 0.4360 1.0000
12.750 0.4676 0.16272 0.15145 -0.0166 0.4316 1.0000
13.000 0.4944 0.16821 0.15696 -0.0175 0.4291 1.0000
13.250 0.4827 0.16742 0.15617 -0.0174 0.4255 1.0000
13.500 0.4866 0.16836 0.15712 -0.0177 0.4187 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 735 AIRFOIL (goe735-il)