GOE 776 AIRFOIL (goe776-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 776 AIRFOIL (goe776-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.58 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe776-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe776-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 776 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2395 0.14546 0.13601 -0.0190 1.0000 0.4378
-11.250 -0.2035 0.14022 0.13078 -0.0200 1.0000 0.4434
-11.000 -0.1961 0.13858 0.12917 -0.0195 1.0000 0.4532
-10.750 -0.2181 0.13866 0.12930 -0.0180 1.0000 0.4597
-10.500 -0.1836 0.13404 0.12472 -0.0187 1.0000 0.4659
-10.250 -0.1852 0.13328 0.12400 -0.0175 1.0000 0.4773
-10.000 -0.1962 0.13194 0.12272 -0.0161 1.0000 0.4823
-9.750 -0.1670 0.12834 0.11916 -0.0164 1.0000 0.4894
-9.500 -0.1902 0.12934 0.12021 -0.0136 1.0000 0.5016
-9.250 -0.1758 0.12576 0.11669 -0.0133 1.0000 0.5058
-9.000 -0.1561 0.12338 0.11437 -0.0128 1.0000 0.5144
-8.750 -0.2021 0.12572 0.11677 -0.0079 1.0000 0.5249
-8.500 -0.1636 0.12080 0.11193 -0.0089 1.0000 0.5303
-8.250 -0.1570 0.11960 0.11079 -0.0072 1.0000 0.5403
-8.000 -0.2033 0.12119 0.11245 -0.0017 1.0000 0.5482
-7.750 -0.1666 0.11741 0.10875 -0.0024 1.0000 0.5549
-7.500 -0.1732 0.11719 0.10860 0.0006 1.0000 0.5658
-7.250 -0.3069 0.10846 0.09978 0.0035 1.0000 0.4795
-7.000 -0.3114 0.10642 0.09779 0.0053 1.0000 0.4775
-6.750 -0.3269 0.10423 0.09564 0.0076 1.0000 0.4756
-6.500 -0.3520 0.10178 0.09323 0.0103 1.0000 0.4753
-6.250 -0.3844 0.09889 0.09037 0.0133 1.0000 0.4761
-6.000 -0.4290 0.09501 0.08651 0.0168 1.0000 0.4778
-5.750 -0.5096 0.08823 0.07973 0.0219 1.0000 0.4809
-5.500 -0.4326 0.09340 0.08500 0.0212 1.0000 0.4894
-5.250 -0.4518 0.09008 0.08167 0.0222 0.9971 0.4957
-5.000 -0.4910 0.08322 0.07472 0.0217 0.9885 0.5049
-4.750 -0.3890 0.08541 0.07688 0.0124 0.9760 0.5175
-4.500 -0.4913 0.07622 0.06761 0.0187 0.9659 0.5265
-4.250 -0.3359 0.08165 0.07305 0.0059 0.9507 0.5382
-4.000 -0.4964 0.07026 0.06154 0.0187 0.9425 0.5492
-3.750 -0.2837 0.07815 0.06948 0.0002 0.9258 0.5596
-3.500 -0.4993 0.06593 0.05710 0.0214 0.9181 0.5719
-3.250 -0.2277 0.07505 0.06631 -0.0052 0.9016 0.5816
-3.000 -0.5033 0.06248 0.05356 0.0258 0.8927 0.5945
-2.750 -0.1641 0.07238 0.06358 -0.0105 0.8777 0.6042
-2.500 -0.2442 0.06968 0.06086 0.0011 0.8622 0.6131
-2.250 -0.1887 0.06948 0.06065 -0.0034 0.8500 0.6239
-2.000 -0.1647 0.06877 0.05992 -0.0040 0.8368 0.6352
-1.750 -0.2209 0.06648 0.05760 0.0053 0.8255 0.6459
-1.500 -0.0941 0.06767 0.05879 -0.0079 0.8123 0.6578
-1.250 -0.2277 0.06452 0.05560 0.0118 0.8018 0.6688
-1.000 -0.0291 0.06664 0.05774 -0.0107 0.7881 0.6807
-0.750 -0.1999 0.06391 0.05497 0.0145 0.7782 0.6921
-0.500 0.0344 0.06567 0.05676 -0.0131 0.7642 0.7038
-0.250 -0.1607 0.06384 0.05490 0.0158 0.7548 0.7156
0.000 0.0881 0.06495 0.05603 -0.0139 0.7406 0.7268
0.250 -0.1104 0.06420 0.05525 0.0158 0.7319 0.7392
0.500 0.1272 0.06474 0.05582 -0.0126 0.7171 0.7499
0.750 -0.0424 0.06498 0.05604 0.0133 0.7089 0.7628
1.000 0.1557 0.06500 0.05609 -0.0100 0.6938 0.7732
1.250 0.0396 0.06585 0.05693 0.0087 0.6855 0.7866
1.500 0.1586 0.06614 0.05725 -0.0043 0.6708 0.7965
1.750 0.1364 0.06634 0.05743 0.0020 0.6624 0.8109
2.000 0.1511 0.06807 0.05922 0.0021 0.6485 0.8206
2.250 0.3780 0.06201 0.05305 -0.0222 0.6421 0.8382
2.500 0.1638 0.07009 0.06127 0.0051 0.6267 0.8458
2.750 0.4109 0.06329 0.05437 -0.0209 0.6190 0.8628
3.000 0.1855 0.07235 0.06356 0.0064 0.6058 0.8724
3.250 0.4310 0.06555 0.05670 -0.0189 0.5960 0.8880
3.500 0.2158 0.07461 0.06585 0.0063 0.5861 0.9001
3.750 0.3885 0.07081 0.06205 -0.0110 0.5733 0.9124
4.000 0.2838 0.07735 0.06865 -0.0002 0.5635 0.9240
4.250 0.3440 0.07724 0.06856 -0.0055 0.5522 0.9380
4.500 0.3459 0.08044 0.07181 -0.0068 0.5416 0.9488
4.750 0.3741 0.08187 0.07328 -0.0098 0.5308 0.9618
5.000 0.4064 0.08364 0.07508 -0.0137 0.5204 0.9744
5.250 0.4174 0.08696 0.07848 -0.0171 0.5096 0.9847
5.500 0.4694 0.08801 0.07957 -0.0231 0.4984 0.9961
5.750 0.4332 0.09300 0.08459 -0.0219 0.4921 1.0000
6.000 0.4264 0.09405 0.08560 -0.0196 0.4864 1.0000
6.250 0.4525 0.09290 0.08437 -0.0182 0.4792 1.0000
6.500 0.3971 0.09756 0.08903 -0.0143 0.4774 1.0000
6.750 0.3612 0.10071 0.09214 -0.0111 0.4764 1.0000
7.000 0.3337 0.10325 0.09465 -0.0083 0.4763 1.0000
7.250 0.3157 0.10549 0.09684 -0.0058 0.4777 1.0000
7.500 0.3087 0.10754 0.09884 -0.0039 0.4796 1.0000
7.750 0.1962 0.11819 0.10959 -0.0030 0.5699 1.0000
8.000 0.1612 0.11681 0.10814 0.0023 0.5587 1.0000
8.250 0.1794 0.11870 0.10996 0.0032 0.5506 1.0000
8.500 0.1745 0.12048 0.11166 0.0054 0.5460 1.0000
8.750 0.1559 0.11995 0.11106 0.0090 0.5336 1.0000
9.000 0.1855 0.12325 0.11430 0.0088 0.5267 1.0000
9.250 0.1591 0.12328 0.11426 0.0122 0.5197 1.0000
9.500 0.1649 0.12450 0.11543 0.0136 0.5086 1.0000
9.750 0.2065 0.12983 0.12070 0.0123 0.5032 1.0000
10.000 0.1648 0.12783 0.11864 0.0161 0.4937 1.0000
10.250 0.1827 0.13017 0.12093 0.0165 0.4846 1.0000
10.500 0.2129 0.13531 0.12602 0.0157 0.4803 1.0000
10.750 0.1799 0.13335 0.12402 0.0185 0.4694 1.0000
11.000 0.2037 0.13648 0.12711 0.0184 0.4617 1.0000
11.250 0.2159 0.14014 0.13072 0.0183 0.4576 1.0000
11.500 0.1996 0.13947 0.13002 0.0197 0.4464 1.0000
11.750 0.2259 0.14312 0.13365 0.0193 0.4396 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 776 AIRFOIL (goe776-il)