GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.94 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe744-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe744-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 744 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.500 -0.2503 0.17038 0.16477 -0.0081 0.8892 0.1067
-14.250 -0.2461 0.16982 0.16419 -0.0107 0.8798 0.1085
-14.000 -0.2481 0.17104 0.16540 -0.0137 0.8724 0.1094
-13.750 -0.2400 0.16826 0.16263 -0.0158 0.8639 0.1101
-13.500 -0.2156 0.16086 0.15520 -0.0156 0.8543 0.1122
-13.250 -0.2017 0.15742 0.15174 -0.0170 0.8466 0.1147
-13.000 -0.1922 0.15503 0.14933 -0.0182 0.8403 0.1173
-12.750 -0.1816 0.15274 0.14704 -0.0210 0.8339 0.1205
-12.500 -0.1801 0.15259 0.14690 -0.0239 0.8286 0.1231
-12.250 -0.1897 0.15490 0.14921 -0.0272 0.8245 0.1241
-12.000 -0.1577 0.14611 0.14043 -0.0278 0.8171 0.1264
-11.750 -0.1415 0.14232 0.13664 -0.0287 0.8110 0.1298
-11.500 -0.1330 0.14015 0.13445 -0.0295 0.8063 0.1332
-11.250 -0.1229 0.13823 0.13254 -0.0331 0.8016 0.1369
-11.000 -0.1253 0.13889 0.13323 -0.0372 0.7976 0.1392
-10.750 -0.1355 0.14084 0.13522 -0.0414 0.7940 0.1399
-10.500 -0.1000 0.13149 0.12582 -0.0382 0.7878 0.1429
-10.250 -0.0805 0.12797 0.12232 -0.0407 0.7827 0.1469
-10.000 -0.0704 0.12594 0.12030 -0.0431 0.7783 0.1514
-9.750 -0.0713 0.12589 0.12027 -0.0462 0.7747 0.1551
-9.500 -0.0849 0.12802 0.12244 -0.0502 0.7719 0.1564
-9.250 -0.0484 0.12007 0.11447 -0.0493 0.7664 0.1600
-9.000 -0.0311 0.11722 0.11163 -0.0511 0.7616 0.1655
-8.750 -0.0268 0.11623 0.11067 -0.0535 0.7577 0.1708
-8.500 -0.0420 0.11832 0.11281 -0.0580 0.7551 0.1735
-8.250 -0.0188 0.11293 0.10739 -0.0563 0.7511 0.1769
-8.000 0.0025 0.10994 0.10444 -0.0586 0.7464 0.1828
-7.750 0.0054 0.10920 0.10374 -0.0615 0.7425 0.1886
-7.500 -0.0153 0.11127 0.10589 -0.0657 0.7402 0.1914
-7.250 0.0087 0.10647 0.10109 -0.0647 0.7360 0.1949
-7.000 0.0220 0.10424 0.09884 -0.0638 0.7326 0.2004
-6.750 0.0190 0.10411 0.09879 -0.0666 0.7296 0.2060
-6.500 -0.0074 0.10620 0.10095 -0.0678 0.7279 0.2087
-6.250 -0.0391 0.10927 0.10406 -0.0690 0.7275 0.2099
-5.750 -0.2961 0.12456 0.12036 -0.0304 0.9104 0.1800
-5.500 -0.2667 0.12447 0.11997 -0.0441 0.8443 0.1920
-5.250 -0.2288 0.11752 0.11310 -0.0416 0.8279 0.1968
-5.000 -0.1341 0.10922 0.10450 -0.0518 0.7454 0.2155
-4.750 -0.1301 0.10854 0.10381 -0.0523 0.7517 0.2222
-3.500 -0.3558 0.11208 0.10783 -0.0237 0.9088 0.2125
-3.250 -0.3433 0.10949 0.10523 -0.0228 0.8904 0.2186
-3.000 -0.3271 0.10873 0.10428 -0.0272 0.8715 0.2295
-2.500 -0.2936 0.10500 0.10042 -0.0293 0.8434 0.2485
-2.250 -0.2884 0.10242 0.09789 -0.0268 0.8293 0.2548
-2.000 -0.2751 0.10140 0.09672 -0.0282 0.8165 0.2682
-1.750 -0.2487 0.10042 0.09566 -0.0302 0.8067 0.2872
-1.500 -0.2491 0.09842 0.09367 -0.0273 0.7932 0.2981
-1.250 -0.2356 0.09821 0.09330 -0.0281 0.7843 0.3235
-1.000 -0.2245 0.09583 0.09096 -0.0265 0.7730 0.3448
-0.750 -0.2231 0.09410 0.08923 -0.0238 0.7631 0.3658
-0.500 -0.2095 0.09250 0.08765 -0.0219 0.7539 0.4062
-0.250 -0.2145 0.09067 0.08584 -0.0181 0.7447 0.4408
0.000 -0.2043 0.08885 0.08404 -0.0154 0.7363 0.4811
0.250 -0.1993 0.08769 0.08285 -0.0130 0.7294 0.5096
0.500 -0.1882 0.08616 0.08126 -0.0115 0.7186 0.5373
0.750 -0.1645 0.08592 0.08096 -0.0114 0.7135 0.5610
1.000 -0.1613 0.08427 0.07924 -0.0098 0.7007 0.5706
1.250 -0.1172 0.08577 0.08048 -0.0139 0.6955 0.5786
1.500 -0.1176 0.08464 0.07921 -0.0130 0.6837 0.5760
1.750 -0.0624 0.08703 0.08122 -0.0194 0.6768 0.5534
2.250 0.0856 0.09521 0.08703 -0.0400 0.6567 0.2033
2.500 0.0792 0.09382 0.08529 -0.0373 0.6458 0.1907
2.750 0.1108 0.09454 0.08581 -0.0381 0.6393 0.1826
3.000 0.1272 0.09542 0.08631 -0.0377 0.6337 0.1769
3.250 0.1412 0.09542 0.08610 -0.0370 0.6228 0.1765
3.500 0.1815 0.09793 0.08825 -0.0386 0.6180 0.1757
3.750 0.1762 0.09752 0.08771 -0.0368 0.6103 0.1751
4.000 0.1995 0.09858 0.08856 -0.0369 0.6020 0.1754
4.250 0.2534 0.10280 0.09253 -0.0412 0.5976 0.1828
4.500 0.2394 0.10156 0.09125 -0.0391 0.5876 0.1841
4.750 0.2765 0.10412 0.09348 -0.0414 0.5809 0.1926
5.000 0.3275 0.10896 0.09818 -0.0452 0.5777 0.2096
5.250 0.3049 0.10712 0.09635 -0.0426 0.5685 0.2092
5.500 0.3326 0.10920 0.09845 -0.0436 0.5622 0.2301
5.750 0.3729 0.11288 0.10234 -0.0453 0.5587 0.2893
6.000 0.3566 0.11196 0.10146 -0.0433 0.5512 0.3012
6.250 0.4252 0.11547 0.10597 -0.0542 0.5431 1.0000
6.500 0.4538 0.11951 0.10971 -0.0547 0.5398 1.0000
6.750 0.4463 0.12032 0.11045 -0.0534 0.5355 1.0000
7.000 0.4507 0.12142 0.11143 -0.0526 0.5272 1.0000
7.250 0.4732 0.12447 0.11429 -0.0527 0.5222 1.0000
7.500 0.5080 0.13013 0.11975 -0.0537 0.5196 1.0000
7.750 0.4809 0.12808 0.11773 -0.0516 0.5130 1.0000
8.000 0.4924 0.13009 0.11964 -0.0513 0.5070 1.0000
8.250 0.5138 0.13333 0.12275 -0.0514 0.5030 1.0000
8.500 0.5467 0.13911 0.12839 -0.0524 0.5006 1.0000
8.750 0.5202 0.13681 0.12612 -0.0507 0.4939 1.0000
9.000 0.5324 0.13890 0.12813 -0.0505 0.4878 1.0000
9.250 0.5532 0.14226 0.13141 -0.0507 0.4842 1.0000
9.500 0.5827 0.14789 0.13694 -0.0515 0.4821 1.0000
9.750 0.5602 0.14599 0.13506 -0.0504 0.4769 1.0000
10.000 0.5692 0.14779 0.13681 -0.0502 0.4707 1.0000
10.250 0.5884 0.15094 0.13990 -0.0504 0.4665 1.0000
10.500 0.6173 0.15656 0.14546 -0.0511 0.4641 1.0000
10.750 0.6003 0.15532 0.14422 -0.0505 0.4600 1.0000
11.000 0.6063 0.15682 0.14570 -0.0506 0.4540 1.0000
11.250 0.6225 0.15966 0.14852 -0.0507 0.4496 1.0000
11.500 0.6475 0.16456 0.15338 -0.0512 0.4469 1.0000
11.750 0.6415 0.16501 0.15382 -0.0513 0.4437 1.0000
12.000 0.6438 0.16591 0.15473 -0.0514 0.4375 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)