GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.93 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe744-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe744-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2366 0.14680 0.14000 0.0050 0.6637 0.0951
-11.250 -0.2367 0.14584 0.13906 0.0022 0.6604 0.0959
-11.000 -0.2364 0.14448 0.13773 -0.0003 0.6575 0.0963
-10.750 -0.2127 0.13813 0.13130 0.0008 0.6539 0.0978
-10.500 -0.1965 0.13447 0.12767 -0.0008 0.6490 0.0997
-10.250 -0.1853 0.13161 0.12483 -0.0024 0.6448 0.1019
-10.000 -0.1773 0.12915 0.12237 -0.0041 0.6412 0.1043
-9.750 -0.1753 0.12762 0.12083 -0.0063 0.6382 0.1070
-9.500 -0.1816 0.12733 0.12056 -0.0093 0.6359 0.1083
-9.250 -0.1708 0.12374 0.11698 -0.0108 0.6326 0.1094
-9.000 -0.1458 0.11886 0.11212 -0.0109 0.6277 0.1121
-8.750 -0.1340 0.11612 0.10939 -0.0121 0.6239 0.1152
-8.500 -0.1277 0.11394 0.10722 -0.0136 0.6206 0.1186
-8.250 -0.1295 0.11278 0.10607 -0.0162 0.6179 0.1214
-8.000 -0.1392 0.11237 0.10568 -0.0197 0.6157 0.1225
-7.750 -0.1264 0.10874 0.10209 -0.0213 0.6119 0.1235
-7.500 -0.1013 0.10435 0.09773 -0.0210 0.6074 0.1258
-7.250 -0.0889 0.10167 0.09505 -0.0219 0.6036 0.1286
-7.000 -0.0822 0.09945 0.09284 -0.0232 0.6005 0.1316
-6.750 -0.0846 0.09798 0.09137 -0.0250 0.5978 0.1351
-6.500 -0.0975 0.09806 0.09142 -0.0285 0.5958 0.1374
-6.250 -0.0884 0.09556 0.08897 -0.0314 0.5916 0.1385
-6.000 -0.0670 0.09169 0.08517 -0.0308 0.5869 0.1408
-5.750 -0.0542 0.08931 0.08279 -0.0312 0.5833 0.1446
-5.500 -0.0492 0.08788 0.08132 -0.0331 0.5802 0.1506
-5.250 -0.0481 0.08693 0.08026 -0.0366 0.5777 0.1541
-5.000 -0.0331 0.08329 0.07662 -0.0342 0.5754 0.1570
-4.750 -0.0173 0.08168 0.07510 -0.0365 0.5694 0.1616
-4.500 -0.0108 0.08223 0.07545 -0.0417 0.5650 0.1694
-4.250 0.0029 0.07869 0.07197 -0.0405 0.5616 0.1710
-4.000 0.0162 0.07620 0.06944 -0.0398 0.5587 0.1733
-3.500 0.0551 0.06878 0.06132 -0.0465 0.5518 0.0941
-3.250 0.0700 0.06639 0.05866 -0.0484 0.5463 0.0859
-3.000 0.0849 0.06489 0.05708 -0.0479 0.5423 0.0843
-2.750 0.1013 0.06308 0.05509 -0.0472 0.5393 0.0836
-2.500 0.1194 0.06110 0.05287 -0.0463 0.5370 0.0834
-2.250 0.1299 0.06084 0.05253 -0.0468 0.5305 0.0832
-2.000 0.1410 0.06034 0.05189 -0.0466 0.5245 0.0828
-1.750 0.1579 0.05891 0.05023 -0.0456 0.5209 0.0820
-1.500 0.1779 0.05718 0.04819 -0.0445 0.5183 0.0809
-1.250 0.2006 0.05527 0.04592 -0.0431 0.5164 0.0800
-1.000 0.1941 0.05742 0.04808 -0.0434 0.5057 0.0797
-0.750 0.2114 0.05652 0.04686 -0.0423 0.5017 0.0793
-0.500 0.2344 0.05533 0.04535 -0.0411 0.4990 0.0801
-0.250 0.2607 0.05405 0.04372 -0.0399 0.4971 0.0820
0.250 0.2645 0.05680 0.04617 -0.0388 0.4819 0.0837
0.500 0.2932 0.05586 0.04484 -0.0381 0.4794 0.0849
0.750 0.3257 0.05480 0.04348 -0.0376 0.4776 0.0862
1.250 0.3216 0.05849 0.04709 -0.0360 0.4624 0.0877
1.500 0.3636 0.05806 0.04641 -0.0374 0.4600 0.0923
2.000 0.3688 0.06188 0.04996 -0.0364 0.4464 0.0963
2.250 0.4039 0.06176 0.04977 -0.0372 0.4434 0.1008
2.500 0.4401 0.06143 0.04924 -0.0375 0.4414 0.1082
2.750 0.4137 0.06547 0.05333 -0.0362 0.4311 0.1073
3.000 0.4364 0.06590 0.05376 -0.0359 0.4275 0.1146
3.250 0.4642 0.06584 0.05365 -0.0354 0.4251 0.1257
3.500 0.4515 0.06903 0.05687 -0.0346 0.4167 0.1284
3.750 0.4651 0.07012 0.05799 -0.0339 0.4123 0.1412
4.000 0.4878 0.07039 0.05838 -0.0332 0.4094 0.1758
4.250 0.5135 0.07004 0.05839 -0.0324 0.4075 0.2855
4.500 0.5601 0.07418 0.06396 -0.0452 0.3968 1.0000
4.750 0.5779 0.07509 0.06460 -0.0441 0.3937 1.0000
5.000 0.6001 0.07565 0.06491 -0.0430 0.3915 1.0000
5.250 0.5796 0.08004 0.06933 -0.0427 0.3833 1.0000
5.500 0.5917 0.08148 0.07061 -0.0418 0.3792 1.0000
5.750 0.6118 0.08221 0.07115 -0.0408 0.3765 1.0000
6.250 0.6072 0.08817 0.07701 -0.0401 0.3660 1.0000
6.500 0.6205 0.08967 0.07840 -0.0394 0.3626 1.0000
6.750 0.6400 0.09053 0.07912 -0.0386 0.3602 1.0000
7.000 0.6327 0.09412 0.08269 -0.0385 0.3544 1.0000
7.250 0.6350 0.09677 0.08530 -0.0383 0.3496 1.0000
7.500 0.6471 0.09855 0.08699 -0.0378 0.3467 1.0000
7.750 0.6642 0.09981 0.08816 -0.0372 0.3446 1.0000
8.000 0.6661 0.10271 0.09102 -0.0371 0.3408 1.0000
8.250 0.6586 0.10647 0.09481 -0.0374 0.3354 1.0000
8.500 0.6689 0.10841 0.09669 -0.0370 0.3319 1.0000
8.750 0.6849 0.10982 0.09803 -0.0365 0.3295 1.0000
9.000 0.7029 0.11111 0.09926 -0.0359 0.3278 1.0000
9.250 0.6868 0.11608 0.10428 -0.0368 0.3231 1.0000
9.500 0.6868 0.11912 0.10732 -0.0371 0.3192 1.0000
9.750 0.6972 0.12114 0.10931 -0.0369 0.3161 1.0000
10.000 0.7139 0.12259 0.11071 -0.0365 0.3136 1.0000
10.250 0.7326 0.12392 0.11199 -0.0360 0.3120 1.0000
10.500 0.7172 0.12876 0.11690 -0.0371 0.3082 1.0000
10.750 0.7158 0.13206 0.12022 -0.0377 0.3046 1.0000
11.000 0.7239 0.13434 0.12250 -0.0378 0.3014 1.0000
11.250 0.7373 0.13616 0.12429 -0.0376 0.2989 1.0000
11.500 0.7552 0.13765 0.12577 -0.0373 0.2969 1.0000
11.750 0.7575 0.14078 0.12891 -0.0378 0.2947 1.0000
12.000 0.7494 0.14475 0.13293 -0.0390 0.2912 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)