GOE 92 AIRFOIL (goe92-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 92 AIRFOIL (goe92-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.18 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe92-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe92-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 92 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2911 0.11067 0.10440 -0.0221 1.0000 0.0998
-8.250 -0.2938 0.10952 0.10337 -0.0241 1.0000 0.1025
-8.000 -0.3026 0.10927 0.10329 -0.0261 1.0000 0.1035
-7.750 -0.2857 0.10298 0.09702 -0.0242 1.0000 0.1075
-7.500 -0.2824 0.10024 0.09437 -0.0237 1.0000 0.1123
-7.250 -0.2879 0.09884 0.09311 -0.0241 1.0000 0.1158
-7.000 -0.2971 0.09847 0.09288 -0.0264 1.0000 0.1178
-6.750 -0.3056 0.09850 0.09301 -0.0298 1.0000 0.1186
-6.500 -0.2930 0.09180 0.08640 -0.0222 1.0000 0.1258
-6.250 -0.2984 0.09042 0.08511 -0.0226 1.0000 0.1305
-6.000 -0.3048 0.09057 0.08529 -0.0273 1.0000 0.1330
-5.750 -0.3017 0.08559 0.08045 -0.0209 1.0000 0.1384
-5.500 -0.3020 0.08414 0.07903 -0.0227 1.0000 0.1460
-5.000 -0.2946 0.08035 0.07527 -0.0268 1.0000 0.1620
-4.750 -0.2961 0.07634 0.07143 -0.0205 1.0000 0.1714
-4.500 -0.2926 0.07383 0.06894 -0.0204 1.0000 0.1829
-4.250 -0.2883 0.07146 0.06662 -0.0205 1.0000 0.1973
-4.000 0.1106 0.03960 0.03410 -0.0310 1.0000 1.0000
-3.750 0.1139 0.03849 0.03311 -0.0304 1.0000 1.0000
-3.500 0.1144 0.03762 0.03236 -0.0293 1.0000 1.0000
-3.250 0.1123 0.03695 0.03181 -0.0278 1.0000 1.0000
-3.000 0.1076 0.03647 0.03146 -0.0259 1.0000 1.0000
-2.750 0.0432 0.03898 0.03426 -0.0108 1.0000 0.9815
-2.500 -0.2293 0.05342 0.04923 -0.0049 0.9693 0.5444
-2.250 -0.2246 0.05040 0.04638 0.0068 0.9564 0.6434
-2.000 -0.2129 0.04740 0.04349 0.0171 0.9434 0.7331
-1.750 -0.1646 0.04348 0.03957 0.0196 0.9317 0.8147
-1.500 0.1900 0.03754 0.03010 -0.0878 0.8939 0.2613
-1.250 0.2618 0.03530 0.02689 -0.0938 0.8771 0.1961
-1.000 0.3208 0.03364 0.02445 -0.0971 0.8596 0.1759
-0.750 0.3694 0.03178 0.02225 -0.0991 0.8413 0.1680
-0.500 0.4071 0.03087 0.02088 -0.0989 0.8190 0.1610
-0.250 0.4495 0.02948 0.01919 -0.0991 0.8003 0.1593
0.000 0.4809 0.02863 0.01815 -0.0982 0.7776 0.1652
0.250 0.5142 0.02767 0.01703 -0.0972 0.7585 0.1704
0.500 0.5429 0.02712 0.01628 -0.0959 0.7385 0.1757
0.750 0.5708 0.02660 0.01570 -0.0947 0.7192 0.1866
1.000 0.6000 0.02604 0.01517 -0.0938 0.7023 0.2146
1.250 0.6311 0.02416 0.01480 -0.0929 0.6868 1.0000
1.500 0.6587 0.02451 0.01464 -0.0917 0.6719 1.0000
1.750 0.6850 0.02500 0.01473 -0.0908 0.6576 1.0000
2.000 0.7103 0.02562 0.01505 -0.0901 0.6440 1.0000
2.250 0.7346 0.02639 0.01560 -0.0895 0.6313 1.0000
2.500 0.7585 0.02729 0.01633 -0.0891 0.6200 1.0000
2.750 0.7842 0.02805 0.01691 -0.0888 0.6110 1.0000
3.000 0.8077 0.02905 0.01783 -0.0884 0.6013 1.0000
3.250 0.8287 0.03034 0.01908 -0.0882 0.5919 1.0000
3.500 0.8557 0.03102 0.01963 -0.0878 0.5847 1.0000
3.750 0.8720 0.03291 0.02161 -0.0877 0.5761 1.0000
4.000 0.8984 0.03375 0.02240 -0.0874 0.5702 1.0000
4.250 0.9110 0.03608 0.02487 -0.0873 0.5622 1.0000
4.500 0.9358 0.03707 0.02583 -0.0869 0.5562 1.0000
4.750 0.9440 0.03999 0.02891 -0.0869 0.5494 1.0000
5.000 0.9612 0.04191 0.03089 -0.0867 0.5435 1.0000
5.250 0.9739 0.04434 0.03341 -0.0864 0.5376 1.0000
5.500 0.9694 0.04867 0.03788 -0.0864 0.5309 1.0000
5.750 1.0050 0.04859 0.03786 -0.0858 0.5259 1.0000
6.000 0.9478 0.05886 0.04830 -0.0869 0.5197 1.0000
6.250 0.9749 0.05957 0.04907 -0.0861 0.5129 1.0000
6.500 0.9314 0.06793 0.05744 -0.0869 0.5080 1.0000
6.750 0.9791 0.06598 0.05559 -0.0847 0.4956 1.0000
7.000 0.9222 0.07543 0.06501 -0.0860 0.4909 1.0000
7.250 0.9417 0.07658 0.06624 -0.0847 0.4785 1.0000
7.500 0.9676 0.07701 0.06676 -0.0831 0.4657 1.0000
7.750 0.9535 0.08185 0.07164 -0.0831 0.4567 1.0000
8.000 0.9462 0.08609 0.07593 -0.0829 0.4476 1.0000
8.250 0.9637 0.08777 0.07776 -0.0818 0.4361 1.0000
8.500 0.9541 0.09255 0.08259 -0.0821 0.4279 1.0000
8.750 0.9469 0.09730 0.08740 -0.0824 0.4204 1.0000
9.000 0.9712 0.09867 0.08889 -0.0811 0.4092 1.0000
9.250 0.9393 0.10634 0.09656 -0.0832 0.4067 1.0000
9.500 0.9262 0.11238 0.10265 -0.0847 0.4064 1.0000
9.750 0.9350 0.11755 0.10793 -0.0861 0.4105 1.0000
10.000 1.3735 0.04954 0.04119 -0.0580 0.3146 1.0000
10.250 1.4123 0.04529 0.03691 -0.0559 0.2949 1.0000
10.500 1.4103 0.04555 0.03741 -0.0524 0.2792 1.0000
10.750 1.4078 0.04612 0.03820 -0.0491 0.2657 1.0000
11.000 1.3955 0.04762 0.03988 -0.0457 0.2523 1.0000
11.250 1.3764 0.05111 0.04367 -0.0438 0.2425 1.0000
11.500 1.3591 0.05504 0.04784 -0.0430 0.2329 1.0000
11.750 1.3429 0.05936 0.05235 -0.0431 0.2229 1.0000
12.000 1.3150 0.06640 0.05960 -0.0447 0.2189 1.0000
12.250 1.2973 0.07212 0.06546 -0.0463 0.2102 1.0000
12.500 1.2662 0.08081 0.07423 -0.0491 0.2083 1.0000
12.750 1.2536 0.08606 0.07960 -0.0507 0.1969 1.0000
13.000 1.2256 0.09471 0.08827 -0.0535 0.1939 1.0000
13.250 1.2517 0.09145 0.08483 -0.0517 0.1383 1.0000
13.500 1.2423 0.09578 0.08895 -0.0524 0.1177 1.0000
13.750 1.2299 0.10106 0.09412 -0.0537 0.1043 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 92 AIRFOIL (goe92-il)