GOE 769 AIRFOIL (goe769-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 769 AIRFOIL (goe769-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.58 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe769-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe769-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 769 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2411 0.13003 0.12282 -0.0130 1.0000 0.1712
-10.250 -0.2459 0.12947 0.12235 -0.0148 1.0000 0.1759
-10.000 -0.2702 0.13204 0.12505 -0.0179 1.0000 0.1776
-9.750 -0.2294 0.12256 0.11559 -0.0158 1.0000 0.1814
-9.500 -0.2157 0.11914 0.11224 -0.0156 1.0000 0.1861
-9.250 -0.2127 0.11715 0.11034 -0.0164 1.0000 0.1918
-9.000 -0.2344 0.11873 0.11208 -0.0189 1.0000 0.1958
-8.750 -0.2158 0.11319 0.10662 -0.0184 1.0000 0.1986
-8.500 -0.1953 0.10895 0.10245 -0.0174 1.0000 0.2039
-8.250 -0.1925 0.10700 0.10061 -0.0177 1.0000 0.2105
-8.000 -0.2215 0.10883 0.10266 -0.0194 1.0000 0.2151
-7.750 -0.1950 0.10279 0.09671 -0.0181 1.0000 0.2194
-7.500 -0.1831 0.09995 0.09398 -0.0169 1.0000 0.2268
-7.250 -0.2032 0.10030 0.09458 -0.0161 1.0000 0.2332
-7.000 -0.2414 0.10216 0.09675 -0.0118 1.0000 0.2342
-6.750 -0.2787 0.10380 0.09860 -0.0059 1.0000 0.2341
-6.500 -0.3167 0.10535 0.10031 -0.0013 1.0000 0.2343
-6.250 -0.3070 0.10184 0.09689 -0.0014 0.9966 0.2386
-6.000 -0.2832 0.09935 0.09438 -0.0118 0.9779 0.2548
-5.750 -0.2229 0.09261 0.08764 -0.0153 0.9677 0.2691
-5.500 -0.1889 0.08829 0.08332 -0.0222 0.9522 0.2837
-5.250 -0.1571 0.08432 0.07936 -0.0288 0.9358 0.3018
-5.000 -0.1244 0.08055 0.07560 -0.0338 0.9197 0.3220
-4.750 -0.0859 0.07675 0.07179 -0.0376 0.9045 0.3469
-4.500 -0.0785 0.07529 0.07035 -0.0417 0.8863 0.3785
-4.250 -0.0288 0.07089 0.06595 -0.0419 0.8739 0.4157
-3.500 0.0603 0.06262 0.05771 -0.0361 0.8273 0.5614
-3.250 0.1922 0.05486 0.04977 -0.0386 0.8133 0.7235
-3.000 0.0866 0.05082 0.04399 -0.0823 0.7959 0.2160
-2.750 0.1060 0.04851 0.04168 -0.0815 0.7801 0.2106
-2.500 0.1296 0.04597 0.03842 -0.0827 0.7656 0.1954
-2.250 0.1648 0.04329 0.03541 -0.0834 0.7549 0.1933
-2.000 0.1837 0.04223 0.03398 -0.0825 0.7392 0.1948
-1.750 0.2051 0.04112 0.03255 -0.0816 0.7251 0.1975
-1.500 0.2391 0.03941 0.03074 -0.0812 0.7145 0.2054
-1.250 0.2568 0.03913 0.03017 -0.0798 0.6988 0.2126
-1.000 0.2797 0.03846 0.02939 -0.0787 0.6855 0.2228
-0.750 0.3126 0.03732 0.02797 -0.0779 0.6742 0.2396
-0.500 0.3307 0.03749 0.02800 -0.0766 0.6591 0.2550
-0.250 0.3588 0.03684 0.02728 -0.0755 0.6475 0.2773
0.000 0.3863 0.03637 0.02682 -0.0745 0.6346 0.3038
0.250 0.4076 0.03664 0.02710 -0.0736 0.6208 0.3325
0.500 0.4455 0.03529 0.02589 -0.0727 0.6113 0.3876
0.750 0.4579 0.03577 0.02685 -0.0713 0.5968 0.4506
1.000 0.5157 0.03419 0.02623 -0.0742 0.5831 1.0000
1.500 0.5547 0.03603 0.02752 -0.0713 0.5589 1.0000
1.750 0.5907 0.03563 0.02671 -0.0700 0.5507 1.0000
2.000 0.5954 0.03779 0.02886 -0.0685 0.5364 1.0000
2.250 0.6158 0.03874 0.02963 -0.0672 0.5260 1.0000
2.500 0.6359 0.03965 0.03039 -0.0659 0.5152 1.0000
2.750 0.6429 0.04185 0.03254 -0.0645 0.5037 1.0000
3.000 0.6736 0.04185 0.03233 -0.0633 0.4950 1.0000
3.250 0.6648 0.04563 0.03617 -0.0620 0.4834 1.0000
3.500 0.7012 0.04518 0.03550 -0.0609 0.4758 1.0000
3.750 0.6705 0.05107 0.04154 -0.0598 0.4645 1.0000
4.000 0.7087 0.05053 0.04081 -0.0586 0.4574 1.0000
4.250 0.6502 0.05924 0.04966 -0.0583 0.4491 1.0000
4.500 0.6110 0.06586 0.05631 -0.0585 0.4434 1.0000
4.750 0.7316 0.05807 0.04818 -0.0557 0.4356 1.0000
5.000 0.4781 0.08708 0.07795 -0.0675 0.5192 1.0000
5.250 0.5011 0.08845 0.07917 -0.0663 0.4986 1.0000
5.500 0.5267 0.09108 0.08167 -0.0662 0.4906 1.0000
5.750 0.5604 0.08972 0.08011 -0.0628 0.4514 1.0000
6.000 0.5011 0.10276 0.09343 -0.0716 0.5496 1.0000
6.250 0.4861 0.10335 0.09400 -0.0700 0.5375 1.0000
6.500 0.5323 0.10847 0.09900 -0.0715 0.5309 1.0000
6.750 0.5044 0.10855 0.09906 -0.0697 0.5206 1.0000
7.000 0.5329 0.11216 0.10259 -0.0703 0.5135 1.0000
7.250 0.5264 0.11419 0.10458 -0.0698 0.5061 1.0000
7.500 0.5451 0.11694 0.10727 -0.0698 0.4959 1.0000
7.750 0.5623 0.12083 0.11110 -0.0703 0.4910 1.0000
8.000 0.5563 0.12194 0.11218 -0.0697 0.4799 1.0000
8.250 0.5904 0.12660 0.11678 -0.0704 0.4745 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 769 AIRFOIL (goe769-il)