GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe284-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe284-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 284 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.2275 0.13039 0.12300 -0.0454 1.0000 0.1003
-11.500 -0.2279 0.12709 0.11977 -0.0467 1.0000 0.0989
-11.000 -0.2515 0.12005 0.11292 -0.0493 1.0000 0.0952
-10.750 -0.2466 0.11573 0.10863 -0.0530 0.9891 0.0953
-10.500 -0.2205 0.11251 0.10541 -0.0564 0.9745 0.0975
-10.250 -0.2040 0.10844 0.10131 -0.0607 0.9595 0.0994
-10.000 -0.1935 0.10385 0.09669 -0.0652 0.9439 0.1007
-9.750 -0.1875 0.09904 0.09186 -0.0695 0.9270 0.1017
-9.500 -0.1867 0.09403 0.08682 -0.0735 0.9093 0.1027
-9.250 -0.1975 0.08790 0.08065 -0.0784 0.8913 0.1045
-9.000 -0.1971 0.08382 0.07656 -0.0809 0.8738 0.1067
-8.750 -0.1883 0.08131 0.07401 -0.0816 0.8576 0.1093
-8.500 -0.1987 0.07616 0.06879 -0.0852 0.8424 0.1116
-8.250 -0.2314 0.06803 0.06048 -0.0915 0.8275 0.1141
-8.000 -0.2644 0.06018 0.05223 -0.0955 0.8137 0.1175
-7.750 -0.2417 0.05978 0.05183 -0.0944 0.8036 0.1208
-7.500 -0.2431 0.05625 0.04801 -0.0951 0.7915 0.1255
-7.250 -0.2443 0.05214 0.04343 -0.0959 0.7825 0.1308
-7.000 -0.2230 0.05176 0.04307 -0.0950 0.7722 0.1352
-6.750 -0.2165 0.04835 0.03905 -0.0955 0.7653 0.1421
-6.500 -0.1981 0.04743 0.03812 -0.0949 0.7557 0.1463
-6.250 -0.1775 0.04625 0.03680 -0.0945 0.7488 0.1508
-6.000 -0.1617 0.04414 0.03421 -0.0945 0.7420 0.1557
-5.750 -0.1448 0.04225 0.03190 -0.0944 0.7342 0.1591
-5.500 -0.1204 0.04129 0.03089 -0.0941 0.7284 0.1622
-5.250 -0.0975 0.04027 0.02969 -0.0939 0.7223 0.1653
-5.000 -0.0759 0.03920 0.02836 -0.0938 0.7153 0.1681
-4.750 -0.0518 0.03805 0.02686 -0.0938 0.7102 0.1715
-4.500 -0.0256 0.03692 0.02532 -0.0939 0.7062 0.1746
-4.250 -0.0030 0.03640 0.02478 -0.0936 0.7002 0.1767
-4.000 0.0210 0.03589 0.02419 -0.0934 0.6945 0.1792
-3.750 0.0474 0.03532 0.02348 -0.0933 0.6899 0.1826
-3.500 0.0756 0.03468 0.02261 -0.0934 0.6862 0.1864
-3.250 0.0985 0.03447 0.02223 -0.0931 0.6806 0.1895
-3.000 0.1223 0.03426 0.02190 -0.0929 0.6755 0.1921
-2.750 0.1481 0.03400 0.02165 -0.0927 0.6713 0.1954
-2.500 0.1760 0.03369 0.02128 -0.0927 0.6678 0.2000
-2.250 0.2045 0.03343 0.02088 -0.0927 0.6644 0.2052
-2.000 0.2236 0.03381 0.02120 -0.0920 0.6582 0.2095
-1.750 0.2475 0.03386 0.02132 -0.0917 0.6536 0.2138
-1.500 0.2741 0.03381 0.02124 -0.0916 0.6499 0.2202
-1.250 0.3034 0.03366 0.02097 -0.0916 0.6467 0.2290
-1.000 0.3250 0.03392 0.02132 -0.0910 0.6422 0.2372
-0.750 0.3414 0.03457 0.02199 -0.0900 0.6361 0.2470
-0.500 0.3643 0.03470 0.02223 -0.0896 0.6316 0.2596
-0.250 0.3918 0.03453 0.02214 -0.0894 0.6280 0.2815
0.000 0.4217 0.03409 0.02186 -0.0894 0.6251 0.3191
0.250 0.4264 0.03525 0.02335 -0.0874 0.6167 0.3571
0.500 0.4459 0.03494 0.02364 -0.0862 0.6113 0.4654
0.750 0.4724 0.03375 0.02365 -0.0836 0.6076 0.8006
1.000 0.5224 0.03406 0.02386 -0.0876 0.6016 1.0000
1.250 0.5299 0.03524 0.02492 -0.0854 0.5934 1.0000
1.500 0.5571 0.03537 0.02483 -0.0850 0.5887 1.0000
1.750 0.5910 0.03516 0.02438 -0.0852 0.5854 1.0000
2.000 0.5821 0.03736 0.02660 -0.0817 0.5747 1.0000
2.250 0.6078 0.03760 0.02668 -0.0812 0.5696 1.0000
2.500 0.6426 0.03733 0.02622 -0.0814 0.5661 1.0000
3.000 0.6577 0.03993 0.02874 -0.0774 0.5496 1.0000
3.250 0.6942 0.03952 0.02817 -0.0777 0.5462 1.0000
3.500 0.6764 0.04239 0.03111 -0.0738 0.5337 1.0000
3.750 0.7061 0.04234 0.03094 -0.0735 0.5289 1.0000
4.000 0.7455 0.04171 0.03017 -0.0740 0.5259 1.0000
4.500 0.7514 0.04481 0.03325 -0.0694 0.5079 1.0000
4.750 0.7932 0.04406 0.03238 -0.0701 0.5052 1.0000
5.250 0.7967 0.04733 0.03564 -0.0656 0.4870 1.0000
5.750 0.7911 0.05216 0.04049 -0.0621 0.4663 1.0000
6.250 0.8119 0.05514 0.04345 -0.0602 0.4507 1.0000
6.750 0.8204 0.05972 0.04803 -0.0586 0.4334 1.0000
7.000 0.7993 0.06496 0.05331 -0.0580 0.4192 1.0000
7.250 0.8278 0.06466 0.05298 -0.0573 0.4169 1.0000
7.500 0.8054 0.07031 0.05868 -0.0570 0.4037 1.0000
7.750 0.8302 0.07051 0.05885 -0.0564 0.4012 1.0000
8.250 0.8250 0.07773 0.06612 -0.0560 0.3866 1.0000
8.500 0.8496 0.07800 0.06638 -0.0555 0.3845 1.0000
8.750 0.8188 0.08527 0.07372 -0.0560 0.3732 1.0000
9.000 0.8385 0.08622 0.07466 -0.0556 0.3705 1.0000
9.250 0.8610 0.08682 0.07526 -0.0551 0.3686 1.0000
9.500 0.8214 0.09577 0.08431 -0.0564 0.3589 1.0000
9.750 0.8322 0.09807 0.08663 -0.0564 0.3560 1.0000
10.000 0.8491 0.09958 0.08816 -0.0561 0.3539 1.0000
10.500 0.8293 0.10970 0.09840 -0.0577 0.3437 1.0000
10.750 0.8369 0.11253 0.10127 -0.0579 0.3410 1.0000
11.000 0.8484 0.11491 0.10369 -0.0581 0.3390 1.0000
11.250 0.8631 0.11691 0.10573 -0.0581 0.3374 1.0000
11.500 0.8568 0.12173 0.11061 -0.0591 0.3343 1.0000
11.750 0.8444 0.12708 0.11604 -0.0604 0.3298 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)