GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.25 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe81-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe81-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 81 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 -0.2878 0.12981 0.12271 -0.0305 1.0000 0.0854
-9.750 -0.2926 0.13034 0.12335 -0.0323 1.0000 0.0859
-9.500 -0.3002 0.13106 0.12421 -0.0336 1.0000 0.0862
-9.250 -0.2677 0.11902 0.11207 -0.0311 1.0000 0.0899
-9.000 -0.2622 0.11616 0.10928 -0.0310 1.0000 0.0927
-8.750 -0.2601 0.11410 0.10730 -0.0310 1.0000 0.0957
-8.500 -0.2634 0.11313 0.10645 -0.0310 1.0000 0.0983
-8.250 -0.2748 0.11353 0.10701 -0.0303 1.0000 0.0996
-8.000 -0.2903 0.11437 0.10804 -0.0291 1.0000 0.1002
-7.750 -0.3038 0.11534 0.10917 -0.0295 1.0000 0.1006
-7.500 -0.2829 0.10632 0.10013 -0.0248 1.0000 0.1046
-7.250 -0.2880 0.10459 0.09850 -0.0226 1.0000 0.1070
-7.000 -0.2958 0.10338 0.09740 -0.0207 1.0000 0.1092
-6.750 -0.3046 0.10245 0.09657 -0.0193 1.0000 0.1114
-6.500 -0.3136 0.10201 0.09622 -0.0191 1.0000 0.1135
-6.250 -0.3206 0.10259 0.09689 -0.0217 1.0000 0.1150
-6.000 -0.3218 0.10153 0.09588 -0.0239 1.0000 0.1160
-5.750 -0.3236 0.09656 0.09099 -0.0180 1.0000 0.1183
-5.500 -0.3240 0.09408 0.08857 -0.0162 1.0000 0.1214
-5.250 -0.3223 0.09221 0.08673 -0.0165 1.0000 0.1255
-5.000 -0.3027 0.09354 0.08792 -0.0280 1.0000 0.1309
-4.750 -0.3081 0.08830 0.08284 -0.0220 1.0000 0.1330
-4.500 -0.3057 0.08538 0.07997 -0.0198 1.0000 0.1380
-4.250 -0.2802 0.08462 0.07908 -0.0289 1.0000 0.1472
-4.000 -0.2818 0.08057 0.07513 -0.0244 1.0000 0.1510
-3.750 -0.2516 0.07971 0.07408 -0.0329 1.0000 0.1628
-3.500 -0.2510 0.07557 0.07006 -0.0291 1.0000 0.1666
-3.000 -0.2164 0.07064 0.06506 -0.0334 1.0000 0.1866
-2.750 -0.1952 0.06820 0.06257 -0.0364 1.0000 0.1988
-2.500 -0.1741 0.06587 0.06019 -0.0391 1.0000 0.2136
-2.250 -0.1534 0.06375 0.05803 -0.0413 1.0000 0.2338
-2.000 -0.0988 0.06126 0.05536 -0.0510 0.9904 0.2835
-1.750 -0.0657 0.05745 0.05161 -0.0539 0.9814 0.3322
-1.500 -0.0399 0.05425 0.04852 -0.0542 0.9724 0.4111
-1.250 -0.0210 0.05141 0.04581 -0.0523 0.9627 0.4789
-1.000 0.0043 0.04886 0.04335 -0.0515 0.9528 0.5446
-0.750 0.0413 0.04640 0.04091 -0.0533 0.9430 0.6050
-0.500 0.0777 0.04431 0.03884 -0.0556 0.9317 0.6515
-0.250 0.1289 0.04257 0.03703 -0.0619 0.9193 0.6781
0.000 0.2558 0.04218 0.03595 -0.0889 0.9038 0.6028
0.250 0.3869 0.04453 0.03658 -0.1135 0.8864 0.3451
0.500 0.4387 0.04474 0.03623 -0.1175 0.8721 0.2653
0.750 0.4850 0.04489 0.03582 -0.1201 0.8579 0.2231
1.000 0.5269 0.04421 0.03493 -0.1223 0.8444 0.2018
1.250 0.5696 0.04383 0.03422 -0.1244 0.8313 0.1843
1.500 0.6186 0.04320 0.03325 -0.1269 0.8196 0.1732
1.750 0.6554 0.04296 0.03273 -0.1278 0.8061 0.1678
2.000 0.6862 0.04298 0.03257 -0.1279 0.7919 0.1680
2.250 0.7156 0.04309 0.03258 -0.1278 0.7781 0.1727
2.500 0.7442 0.04330 0.03268 -0.1276 0.7647 0.1769
2.750 0.7758 0.04331 0.03269 -0.1278 0.7522 0.1831
3.000 0.8274 0.04229 0.03168 -0.1299 0.7437 0.2037
3.250 0.8504 0.04279 0.03237 -0.1295 0.7298 0.2443
3.500 0.8652 0.04251 0.03322 -0.1275 0.7167 1.0000
3.750 0.8866 0.04361 0.03392 -0.1263 0.7041 1.0000
4.000 0.9347 0.04278 0.03279 -0.1269 0.6967 1.0000
4.250 0.9467 0.04448 0.03442 -0.1255 0.6829 1.0000
4.500 0.9586 0.04624 0.03613 -0.1241 0.6694 1.0000
4.750 0.9713 0.04802 0.03789 -0.1229 0.6568 1.0000
5.000 1.0208 0.04677 0.03660 -0.1232 0.6501 1.0000
5.250 1.0241 0.04936 0.03922 -0.1216 0.6362 1.0000
5.500 1.0239 0.05231 0.04219 -0.1199 0.6229 1.0000
5.750 1.0297 0.05480 0.04471 -0.1185 0.6107 1.0000
6.000 1.0923 0.05193 0.04191 -0.1186 0.6032 1.0000
6.250 1.0924 0.05472 0.04475 -0.1166 0.5889 1.0000
6.500 1.0977 0.05690 0.04698 -0.1148 0.5746 1.0000
6.750 1.1166 0.05754 0.04768 -0.1129 0.5604 1.0000
7.000 1.1560 0.05565 0.04591 -0.1110 0.5461 1.0000
7.250 1.1940 0.05403 0.04439 -0.1093 0.5325 1.0000
7.500 1.2414 0.05166 0.04213 -0.1082 0.5213 1.0000
7.750 1.3033 0.04792 0.03852 -0.1078 0.5101 1.0000
8.000 1.3233 0.04837 0.03911 -0.1060 0.4958 1.0000
8.250 1.3450 0.04873 0.03960 -0.1043 0.4814 1.0000
8.500 1.3721 0.04862 0.03966 -0.1028 0.4664 1.0000
8.750 1.4072 0.04788 0.03902 -0.1017 0.4504 1.0000
9.000 1.4387 0.04753 0.03873 -0.1004 0.4324 1.0000
9.250 1.4480 0.04902 0.04041 -0.0978 0.4138 1.0000
9.500 1.4680 0.04947 0.04095 -0.0957 0.3938 1.0000
9.750 1.5096 0.04830 0.03968 -0.0951 0.3722 1.0000
10.000 1.5281 0.04916 0.04060 -0.0933 0.3545 1.0000
10.250 1.5382 0.05049 0.04210 -0.0908 0.3384 1.0000
10.500 1.5504 0.05161 0.04334 -0.0885 0.3229 1.0000
10.750 1.5687 0.05273 0.04455 -0.0869 0.3091 1.0000
11.000 1.5467 0.05669 0.04889 -0.0826 0.3008 1.0000
11.250 1.5509 0.05869 0.05105 -0.0800 0.2895 1.0000
11.500 1.3837 0.07781 0.07028 -0.0754 0.3017 1.0000
11.750 1.4051 0.07803 0.07069 -0.0734 0.2906 1.0000
12.000 1.1387 0.13039 0.12221 -0.0973 0.3068 1.0000
12.250 1.1164 0.13843 0.13026 -0.1004 0.3033 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)