GOE 758 AIRFOIL (goe758-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 758 AIRFOIL (goe758-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.62 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe758-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe758-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 758 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2619 0.12109 0.11442 -0.0375 1.0000 0.2231
-9.750 -0.2429 0.11679 0.11014 -0.0361 1.0000 0.2308
-9.500 -0.2671 0.11765 0.11119 -0.0361 1.0000 0.2374
-9.250 -0.2463 0.11259 0.10616 -0.0345 1.0000 0.2434
-9.000 -0.2560 0.11177 0.10548 -0.0330 1.0000 0.2518
-8.750 -0.2748 0.11112 0.10502 -0.0311 1.0000 0.2556
-8.500 -0.2631 0.10810 0.10204 -0.0283 1.0000 0.2644
-8.250 -0.2969 0.10954 0.10369 -0.0246 1.0000 0.2693
-8.000 -0.3015 0.10752 0.10180 -0.0214 1.0000 0.2742
-7.750 -0.3118 0.10692 0.10132 -0.0176 1.0000 0.2814
-7.500 -0.3470 0.10838 0.10297 -0.0135 1.0000 0.2853
-7.250 -0.3908 0.11034 0.10513 -0.0097 1.0000 0.2868
-7.000 -0.3668 0.10624 0.10101 -0.0074 1.0000 0.2980
-6.750 -0.4043 0.10734 0.10226 -0.0041 1.0000 0.3024
-6.500 -0.3905 0.10417 0.09912 -0.0028 0.9989 0.3137
-6.250 -0.3734 0.10107 0.09600 -0.0062 0.9905 0.3316
-6.000 -0.3589 0.09819 0.09312 -0.0091 0.9821 0.3494
-5.750 -0.3491 0.09563 0.09058 -0.0106 0.9732 0.3667
-5.500 -0.3441 0.09347 0.08843 -0.0113 0.9643 0.3845
-5.250 -0.3393 0.09118 0.08616 -0.0132 0.9561 0.4058
-5.000 -0.3251 0.08843 0.08342 -0.0124 0.9477 0.4241
-4.750 -0.2981 0.08547 0.08042 -0.0139 0.9411 0.4503
-4.500 -0.3117 0.08448 0.07950 -0.0111 0.9317 0.4725
-4.250 -0.2975 0.05870 0.05178 -0.0659 0.9245 0.1744
-4.000 -0.2800 0.05615 0.04917 -0.0658 0.9175 0.1690
-3.750 -0.2421 0.05170 0.04370 -0.0707 0.9113 0.1566
-3.500 -0.2208 0.04963 0.04137 -0.0711 0.9042 0.1542
-3.250 -0.1907 0.04746 0.03875 -0.0726 0.8973 0.1505
-3.000 -0.1595 0.04574 0.03650 -0.0739 0.8906 0.1477
-2.750 -0.1351 0.04460 0.03493 -0.0740 0.8832 0.1468
-2.500 -0.0963 0.04355 0.03352 -0.0760 0.8763 0.1486
-2.250 -0.0803 0.04315 0.03291 -0.0748 0.8687 0.1518
-2.000 -0.0377 0.04260 0.03196 -0.0771 0.8614 0.1579
-1.750 -0.0243 0.04228 0.03170 -0.0755 0.8538 0.1626
-1.500 0.0128 0.04196 0.03123 -0.0769 0.8462 0.1717
-1.250 0.0315 0.04191 0.03121 -0.0759 0.8383 0.1819
-1.000 0.0671 0.04162 0.03104 -0.0774 0.8305 0.2126
-0.750 0.1096 0.03830 0.03111 -0.0776 0.8230 0.9936
-0.500 0.1403 0.03918 0.03134 -0.0787 0.8144 1.0000
-0.250 0.1567 0.04015 0.03194 -0.0780 0.8062 1.0000
0.000 0.1894 0.04101 0.03240 -0.0794 0.7973 1.0000
0.250 0.2006 0.04209 0.03324 -0.0781 0.7888 1.0000
0.500 0.2390 0.04296 0.03377 -0.0800 0.7800 1.0000
0.750 0.2429 0.04417 0.03481 -0.0779 0.7712 1.0000
1.000 0.2854 0.04505 0.03541 -0.0803 0.7627 1.0000
1.250 0.2838 0.04641 0.03665 -0.0777 0.7536 1.0000
1.500 0.3166 0.04746 0.03748 -0.0788 0.7452 1.0000
1.750 0.3233 0.04884 0.03874 -0.0773 0.7364 1.0000
2.000 0.3479 0.05005 0.03979 -0.0776 0.7278 1.0000
2.250 0.3607 0.05146 0.04109 -0.0768 0.7196 1.0000
2.500 0.3800 0.05285 0.04236 -0.0766 0.7113 1.0000
2.750 0.3958 0.05431 0.04373 -0.0762 0.7031 1.0000
3.000 0.4111 0.05590 0.04523 -0.0758 0.6955 1.0000
3.250 0.4231 0.05757 0.04682 -0.0752 0.6881 1.0000
3.500 0.4421 0.05916 0.04833 -0.0751 0.6802 1.0000
3.750 0.4451 0.06123 0.05036 -0.0740 0.6748 1.0000
4.000 0.4771 0.06260 0.05164 -0.0749 0.6661 1.0000
4.250 0.4708 0.06508 0.05411 -0.0734 0.6625 1.0000
4.500 0.4740 0.06747 0.05648 -0.0728 0.6603 1.0000
4.750 0.4774 0.07004 0.05904 -0.0724 0.6607 1.0000
5.000 0.4838 0.07284 0.06182 -0.0726 0.6641 1.0000
5.250 0.4205 0.08032 0.06946 -0.0732 0.7629 1.0000
5.500 0.4202 0.08100 0.07013 -0.0712 0.7508 1.0000
5.750 0.4326 0.08304 0.07214 -0.0711 0.7415 1.0000
6.000 0.4627 0.08596 0.07503 -0.0728 0.7319 1.0000
6.250 0.4646 0.08718 0.07624 -0.0714 0.7206 1.0000
6.500 0.4831 0.08974 0.07878 -0.0720 0.7122 1.0000
6.750 0.5058 0.09215 0.08119 -0.0728 0.7009 1.0000
7.000 0.5078 0.09367 0.08271 -0.0716 0.6905 1.0000
7.250 0.5452 0.09764 0.08668 -0.0741 0.6835 1.0000
7.500 0.5409 0.09835 0.08741 -0.0722 0.6712 1.0000
7.750 0.5519 0.10079 0.08986 -0.0721 0.6638 1.0000
8.000 0.5701 0.10320 0.09229 -0.0726 0.6540 1.0000
8.250 0.5749 0.10534 0.09445 -0.0721 0.6463 1.0000
8.500 0.5977 0.10815 0.09731 -0.0729 0.6371 1.0000
8.750 0.5984 0.11003 0.09921 -0.0722 0.6289 1.0000
9.000 0.6193 0.11290 0.10213 -0.0730 0.6212 1.0000
9.250 0.6248 0.11536 0.10463 -0.0728 0.6152 1.0000
9.500 0.6390 0.11769 0.10702 -0.0730 0.6054 1.0000
9.750 0.6537 0.12095 0.11033 -0.0736 0.6004 1.0000
10.000 0.6563 0.12253 0.11196 -0.0731 0.5906 1.0000
10.250 0.6874 0.12705 0.11657 -0.0748 0.5860 1.0000
10.500 0.6743 0.12760 0.11715 -0.0734 0.5766 1.0000
10.750 0.7019 0.13156 0.12122 -0.0747 0.5703 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 758 AIRFOIL (goe758-il)