GOE 746 AIRFOIL (goe746-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 746 AIRFOIL (goe746-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.9 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe746-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe746-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 746 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.4456 0.14531 0.13984 0.0262 1.0000 0.1011
-11.000 -0.4456 0.14426 0.13889 0.0222 1.0000 0.1036
-10.750 -0.4497 0.14415 0.13890 0.0175 1.0000 0.1044
-10.500 -0.4175 0.13410 0.12887 0.0183 1.0000 0.1090
-10.250 -0.4056 0.13033 0.12516 0.0156 1.0000 0.1140
-10.000 -0.4023 0.12856 0.12350 0.0109 1.0000 0.1181
-9.750 -0.4071 0.12852 0.12359 0.0045 1.0000 0.1193
-9.500 -0.3706 0.11911 0.11416 0.0052 1.0000 0.1281
-9.250 -0.3678 0.11753 0.11268 -0.0007 1.0000 0.1335
-9.000 -0.3494 0.11214 0.10735 -0.0039 1.0000 0.1380
-8.750 -0.3329 0.10830 0.10356 -0.0077 1.0000 0.1455
-8.500 -0.3363 0.10775 0.10313 -0.0154 1.0000 0.1493
-8.250 -0.3082 0.10126 0.09666 -0.0161 0.9917 0.1563
-8.000 -0.3013 0.09961 0.09498 -0.0263 0.9485 0.1643
-7.750 -0.2696 0.09354 0.08882 -0.0274 0.9321 0.1741
-7.500 -0.2781 0.09367 0.08891 -0.0349 0.9142 0.1800
-7.250 -0.2567 0.08868 0.08387 -0.0330 0.9015 0.1928
-7.000 -0.2466 0.08562 0.08079 -0.0337 0.8898 0.2025
-6.750 -0.2491 0.08456 0.07971 -0.0377 0.8791 0.2125
-6.500 -0.2443 0.08321 0.07831 -0.0399 0.8689 0.2265
-6.000 -0.2259 0.07805 0.07310 -0.0405 0.8519 0.2574
-5.750 -0.2129 0.07458 0.06968 -0.0401 0.8439 0.2745
-5.500 -0.2006 0.07161 0.06671 -0.0380 0.8368 0.2948
-5.250 -0.1941 0.06968 0.06478 -0.0389 0.8293 0.3210
-5.000 -0.1848 0.06708 0.06219 -0.0361 0.8230 0.3540
-4.750 0.1484 0.04581 0.04039 -0.0386 0.8093 1.0000
-4.500 0.1650 0.04432 0.03890 -0.0412 0.8030 1.0000
-4.250 0.1800 0.04302 0.03760 -0.0433 0.7966 1.0000
-4.000 -0.0378 0.05337 0.04849 -0.0115 0.7977 0.7604
-3.750 0.0714 0.04824 0.04312 -0.0217 0.7897 0.8775
-3.500 0.0478 0.04816 0.04315 -0.0191 0.7848 0.8410
-3.250 0.0175 0.04805 0.04313 -0.0158 0.7805 0.8084
-3.000 -0.0131 0.04761 0.04283 -0.0134 0.7763 0.7786
-2.750 -0.0594 0.04778 0.04316 -0.0083 0.7723 0.7615
-2.500 -0.0881 0.04699 0.04246 -0.0069 0.7685 0.7369
-2.250 -0.1127 0.04608 0.04152 -0.0080 0.7652 0.7059
-2.000 0.0283 0.04866 0.04135 -0.0552 0.7566 0.2688
-1.750 0.0632 0.04746 0.03931 -0.0566 0.7523 0.2087
-1.500 0.0905 0.04636 0.03777 -0.0566 0.7482 0.1872
-1.250 0.1033 0.04627 0.03732 -0.0557 0.7443 0.1761
-1.000 0.1200 0.04600 0.03674 -0.0550 0.7406 0.1697
-0.750 0.1447 0.04586 0.03618 -0.0547 0.7367 0.1664
-0.500 0.1683 0.04592 0.03591 -0.0544 0.7329 0.1642
-0.250 0.1775 0.04624 0.03612 -0.0534 0.7303 0.1626
0.000 0.1904 0.04664 0.03635 -0.0527 0.7282 0.1610
0.250 0.2131 0.04709 0.03657 -0.0532 0.7253 0.1600
0.500 0.2648 0.04728 0.03644 -0.0566 0.7181 0.1616
0.750 0.2743 0.04825 0.03730 -0.0558 0.7170 0.1630
1.000 0.2831 0.04920 0.03818 -0.0547 0.7167 0.1668
1.250 0.2927 0.05021 0.03920 -0.0538 0.7167 0.1740
1.500 0.3052 0.05133 0.04030 -0.0532 0.7178 0.1830
1.750 0.2890 0.05356 0.04253 -0.0519 0.7487 0.1832
2.000 0.4020 0.05184 0.04298 -0.0650 0.7069 1.0000
2.250 0.4243 0.05371 0.04430 -0.0647 0.7042 1.0000
3.250 0.3431 0.06069 0.05124 -0.0552 0.8231 1.0000
3.500 0.3561 0.06211 0.05238 -0.0539 0.8029 1.0000
3.750 0.3774 0.06407 0.05409 -0.0539 0.7835 1.0000
4.000 0.3996 0.06627 0.05611 -0.0541 0.7668 1.0000
5.000 0.4699 0.07463 0.06403 -0.0531 0.7060 1.0000
5.250 0.4819 0.07647 0.06580 -0.0523 0.6917 1.0000
5.500 0.4917 0.07831 0.06759 -0.0514 0.6784 1.0000
5.750 0.5025 0.08032 0.06956 -0.0506 0.6659 1.0000
6.000 0.5178 0.08271 0.07190 -0.0505 0.6548 1.0000
6.250 0.5504 0.08626 0.07541 -0.0518 0.6434 1.0000
6.500 0.5481 0.08719 0.07633 -0.0499 0.6308 1.0000
6.750 0.5516 0.08900 0.07814 -0.0489 0.6203 1.0000
7.000 0.5749 0.09223 0.08136 -0.0495 0.6119 1.0000
7.250 0.5846 0.09405 0.08318 -0.0488 0.5999 1.0000
7.500 0.5847 0.09578 0.08490 -0.0478 0.5902 1.0000
7.750 0.6133 0.09945 0.08859 -0.0488 0.5834 1.0000
8.000 0.6055 0.10050 0.08964 -0.0473 0.5734 1.0000
8.250 0.6342 0.10452 0.09373 -0.0483 0.5673 1.0000
8.500 0.6281 0.10539 0.09460 -0.0469 0.5565 1.0000
8.750 0.6494 0.10915 0.09841 -0.0476 0.5518 1.0000
9.000 0.6439 0.11024 0.09952 -0.0466 0.5425 1.0000
9.250 0.6741 0.11470 0.10409 -0.0477 0.5376 1.0000
9.500 0.6601 0.11523 0.10462 -0.0464 0.5285 1.0000
9.750 0.6891 0.11952 0.10900 -0.0473 0.5227 1.0000
10.000 0.6765 0.12039 0.10988 -0.0464 0.5152 1.0000
10.250 0.6953 0.12373 0.11331 -0.0468 0.5090 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 746 AIRFOIL (goe746-il)