GOE 741 AIRFOIL (goe741-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 741 AIRFOIL (goe741-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.94 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe741-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe741-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 741 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3244 0.15655 0.15054 0.0013 1.0000 0.1612
-13.000 -0.3178 0.15464 0.14870 -0.0027 1.0000 0.1658
-12.750 -0.3319 0.15664 0.15078 -0.0081 1.0000 0.1679
-12.500 -0.2914 0.14711 0.14131 -0.0105 1.0000 0.1709
-12.250 -0.2676 0.14245 0.13668 -0.0139 1.0000 0.1756
-12.000 -0.2559 0.13977 0.13406 -0.0181 1.0000 0.1813
-11.750 -0.2699 0.14120 0.13557 -0.0237 1.0000 0.1848
-11.250 -0.2056 0.12917 0.12351 -0.0311 0.9582 0.1959
-11.000 -0.2081 0.12880 0.12310 -0.0375 0.9436 0.2023
-10.750 -0.1843 0.12340 0.11763 -0.0408 0.9282 0.2055
-10.500 -0.1585 0.11911 0.11326 -0.0420 0.9127 0.2113
-10.250 -0.1547 0.11747 0.11158 -0.0440 0.9007 0.2183
-10.000 -0.1863 0.11992 0.11411 -0.0485 0.8921 0.2218
-9.750 -0.1395 0.11212 0.10620 -0.0464 0.8792 0.2267
-9.500 -0.1293 0.10986 0.10391 -0.0467 0.8699 0.2342
-9.250 -0.1570 0.11139 0.10552 -0.0510 0.8630 0.2404
-9.000 -0.1183 0.10525 0.09932 -0.0486 0.8540 0.2469
-8.750 -0.1161 0.10382 0.09792 -0.0506 0.8463 0.2570
-8.500 -0.1146 0.10143 0.09556 -0.0515 0.8394 0.2628
-8.250 -0.0952 0.09861 0.09271 -0.0515 0.8322 0.2723
-8.000 -0.1158 0.09824 0.09244 -0.0546 0.8264 0.2804
-7.750 -0.0831 0.09424 0.08838 -0.0528 0.8199 0.2889
-7.500 -0.1133 0.09462 0.08888 -0.0561 0.8150 0.2995
-7.250 -0.0699 0.09005 0.08426 -0.0550 0.8079 0.3091
-7.000 -0.0876 0.08917 0.08345 -0.0560 0.8031 0.3206
-6.750 -0.0673 0.08676 0.08102 -0.0556 0.7975 0.3340
-6.500 -0.0559 0.08448 0.07878 -0.0559 0.7920 0.3471
-6.250 -0.0555 0.08290 0.07724 -0.0555 0.7873 0.3640
-6.000 -0.0508 0.08128 0.07564 -0.0539 0.7829 0.3839
-5.750 -0.0409 0.07984 0.07425 -0.0533 0.7778 0.4075
-5.500 -0.0516 0.07945 0.07393 -0.0511 0.7730 0.4340
-5.250 -0.0204 0.07710 0.07158 -0.0494 0.7682 0.4685
-5.000 0.0097 0.07534 0.06979 -0.0458 0.7641 0.5242
-4.750 0.0735 0.07348 0.06791 -0.0437 0.7579 0.6299
-4.500 0.2561 0.06519 0.05934 -0.0546 0.7481 0.8868
-4.250 0.2513 0.06472 0.05888 -0.0533 0.7449 0.8711
-4.000 0.0873 0.07003 0.06453 -0.0415 0.7462 0.6701
-3.750 0.0071 0.07142 0.06612 -0.0362 0.7460 0.6205
-3.500 -0.0664 0.07294 0.06782 -0.0284 0.7465 0.6006
-3.250 -0.2640 0.06971 0.06261 -0.0400 0.7761 0.2042
-3.000 -0.2557 0.06815 0.06104 -0.0388 0.7796 0.1973
-1.500 -0.4147 0.06233 0.05469 -0.0036 0.9815 0.1820
-1.250 -0.3768 0.06108 0.05305 -0.0067 0.9650 0.1776
-1.000 -0.3407 0.06042 0.05193 -0.0092 0.9461 0.1782
-0.750 -0.3069 0.06009 0.05113 -0.0110 0.9294 0.1812
-0.500 -0.2741 0.05988 0.05040 -0.0123 0.9129 0.1838
-0.250 -0.2449 0.05998 0.05039 -0.0135 0.8964 0.1902
0.000 -0.2160 0.06040 0.05052 -0.0143 0.8806 0.1997
0.250 -0.1861 0.06097 0.05095 -0.0154 0.8681 0.2106
0.500 -0.1469 0.06231 0.05211 -0.0179 0.8547 0.2286
0.750 -0.1241 0.06234 0.05204 -0.0179 0.8387 0.2472
1.000 -0.0968 0.06277 0.05241 -0.0189 0.8236 0.2727
1.250 -0.0644 0.06361 0.05325 -0.0212 0.8106 0.3073
1.500 -0.0070 0.06606 0.05592 -0.0270 0.8008 0.3744
1.750 0.0075 0.06524 0.05559 -0.0262 0.7858 0.4336
2.000 0.1308 0.06875 0.06036 -0.0475 0.7697 1.0000
2.250 0.1459 0.07042 0.06176 -0.0467 0.7573 1.0000
2.500 0.1805 0.07345 0.06450 -0.0483 0.7462 1.0000
2.750 0.1800 0.07378 0.06468 -0.0455 0.7319 1.0000
3.000 0.1957 0.07581 0.06653 -0.0449 0.7225 1.0000
3.250 0.2189 0.07788 0.06842 -0.0450 0.7097 1.0000
3.500 0.2190 0.07875 0.06917 -0.0427 0.6985 1.0000
3.750 0.2507 0.08183 0.07208 -0.0439 0.6896 1.0000
4.000 0.2455 0.08223 0.07239 -0.0411 0.6776 1.0000
4.250 0.2815 0.08588 0.07588 -0.0427 0.6696 1.0000
4.500 0.2711 0.08580 0.07574 -0.0395 0.6577 1.0000
4.750 0.3020 0.08909 0.07890 -0.0406 0.6506 1.0000
5.000 0.2942 0.08958 0.07933 -0.0380 0.6416 1.0000
5.250 0.3164 0.09198 0.08164 -0.0382 0.6328 1.0000
5.500 0.3260 0.09421 0.08379 -0.0374 0.6268 1.0000
5.750 0.3339 0.09531 0.08482 -0.0362 0.6152 1.0000
6.000 0.3703 0.09982 0.08924 -0.0378 0.6105 1.0000
6.250 0.3500 0.09895 0.08834 -0.0345 0.6009 1.0000
6.500 0.3712 0.10153 0.09085 -0.0347 0.5942 1.0000
6.750 0.4004 0.10594 0.09518 -0.0358 0.5905 1.0000
7.000 0.3827 0.10487 0.09410 -0.0329 0.5796 1.0000
7.250 0.4095 0.10817 0.09735 -0.0335 0.5737 1.0000
7.500 0.4132 0.11022 0.09935 -0.0327 0.5695 1.0000
7.750 0.4133 0.11099 0.10011 -0.0315 0.5602 1.0000
8.000 0.4369 0.11416 0.10324 -0.0319 0.5550 1.0000
8.250 0.4508 0.11740 0.10645 -0.0319 0.5514 1.0000
8.500 0.4428 0.11730 0.10634 -0.0303 0.5414 1.0000
8.750 0.4658 0.12050 0.10951 -0.0307 0.5360 1.0000
9.000 0.4898 0.12509 0.11408 -0.0315 0.5331 1.0000
9.250 0.4706 0.12384 0.11284 -0.0295 0.5238 1.0000
9.500 0.4915 0.12685 0.11585 -0.0297 0.5176 1.0000
9.750 0.5217 0.13230 0.12128 -0.0308 0.5144 1.0000
10.000 0.4986 0.13058 0.11958 -0.0290 0.5055 1.0000
10.250 0.5184 0.13359 0.12260 -0.0292 0.4990 1.0000
10.500 0.5464 0.13898 0.12799 -0.0302 0.4955 1.0000
10.750 0.5263 0.13751 0.12653 -0.0288 0.4863 1.0000
11.000 0.5476 0.14087 0.12991 -0.0291 0.4800 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)