GOE 361 AIRFOIL (goe361-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 361 AIRFOIL (goe361-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.29 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe361-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe361-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 361 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2921 0.10849 0.10175 -0.0228 1.0000 0.1096
-8.000 -0.2976 0.10820 0.10159 -0.0236 1.0000 0.1123
-7.750 -0.3085 0.10889 0.10246 -0.0245 1.0000 0.1132
-7.500 -0.2867 0.10132 0.09486 -0.0223 1.0000 0.1192
-7.250 -0.2877 0.09951 0.09315 -0.0217 1.0000 0.1237
-7.000 -0.2937 0.09930 0.09310 -0.0233 1.0000 0.1269
-6.750 -0.2953 0.09826 0.09220 -0.0261 1.0000 0.1285
-6.500 -0.2839 0.09258 0.08652 -0.0213 1.0000 0.1339
-6.250 -0.2831 0.09084 0.08488 -0.0220 1.0000 0.1394
-6.000 -0.2833 0.09186 0.08598 -0.0293 1.0000 0.1424
-5.750 -0.2791 0.08599 0.08021 -0.0219 1.0000 0.1469
-5.500 -0.2765 0.08401 0.07831 -0.0221 1.0000 0.1534
-5.250 -0.2724 0.08251 0.07688 -0.0258 1.0000 0.1580
-5.000 -0.2710 0.07923 0.07369 -0.0216 1.0000 0.1641
-4.750 -0.2632 0.07770 0.07219 -0.0260 1.0000 0.1726
-4.500 -0.2625 0.07484 0.06942 -0.0223 1.0000 0.1807
-4.250 -0.2563 0.07253 0.06715 -0.0234 1.0000 0.1902
-3.750 -0.2345 0.06850 0.06312 -0.0281 1.0000 0.2167
-3.000 -0.2082 0.06132 0.05601 -0.0280 1.0000 0.2624
-2.750 -0.1934 0.05943 0.05411 -0.0298 1.0000 0.2901
-2.500 -0.1903 0.05687 0.05165 -0.0267 1.0000 0.3103
-2.250 -0.1816 0.05488 0.04970 -0.0258 1.0000 0.3511
-1.500 -0.1683 0.04813 0.04330 -0.0124 0.9873 0.5431
-1.250 -0.1546 0.04528 0.04055 -0.0077 0.9744 0.6172
-1.000 -0.1360 0.04253 0.03787 -0.0047 0.9606 0.6775
-0.750 -0.1058 0.03990 0.03526 -0.0054 0.9462 0.7232
-0.500 0.2587 0.03736 0.02936 -0.0945 0.9237 0.2285
-0.250 0.3216 0.03566 0.02685 -0.1002 0.9076 0.1849
0.000 0.3766 0.03423 0.02491 -0.1044 0.8907 0.1704
0.250 0.4307 0.03286 0.02320 -0.1084 0.8737 0.1691
0.500 0.4893 0.03141 0.02140 -0.1125 0.8571 0.1661
0.750 0.5494 0.02998 0.01958 -0.1162 0.8406 0.1672
1.000 0.5944 0.02895 0.01837 -0.1175 0.8215 0.1731
1.250 0.6353 0.02799 0.01742 -0.1182 0.8019 0.1894
1.500 0.6773 0.02687 0.01649 -0.1190 0.7839 0.2356
1.750 0.7172 0.02469 0.01536 -0.1188 0.7671 1.0000
2.000 0.7453 0.02488 0.01516 -0.1175 0.7459 1.0000
2.250 0.7757 0.02492 0.01495 -0.1165 0.7261 1.0000
2.500 0.8068 0.02493 0.01473 -0.1155 0.7078 1.0000
2.750 0.8305 0.02544 0.01511 -0.1142 0.6863 1.0000
3.000 0.8573 0.02579 0.01533 -0.1130 0.6669 1.0000
3.250 0.8847 0.02614 0.01554 -0.1119 0.6491 1.0000
3.500 0.9086 0.02683 0.01614 -0.1108 0.6305 1.0000
3.750 0.9317 0.02759 0.01686 -0.1096 0.6122 1.0000
4.000 0.9556 0.02835 0.01761 -0.1086 0.5956 1.0000
4.250 0.9792 0.02919 0.01843 -0.1077 0.5804 1.0000
4.500 1.0022 0.03018 0.01944 -0.1069 0.5667 1.0000
4.750 1.0254 0.03124 0.02052 -0.1062 0.5548 1.0000
5.000 1.0516 0.03203 0.02130 -0.1055 0.5446 1.0000
5.250 1.0696 0.03362 0.02309 -0.1048 0.5330 1.0000
5.500 1.0880 0.03525 0.02487 -0.1041 0.5230 1.0000
5.750 1.1144 0.03615 0.02581 -0.1035 0.5157 1.0000
6.000 1.1238 0.03891 0.02885 -0.1029 0.5072 1.0000
6.250 1.1477 0.04024 0.03034 -0.1025 0.5015 1.0000
6.500 1.1504 0.04382 0.03420 -0.1018 0.4944 1.0000
6.750 1.1668 0.04593 0.03648 -0.1013 0.4884 1.0000
7.000 1.1717 0.04940 0.04015 -0.1007 0.4832 1.0000
7.250 1.1390 0.05703 0.04795 -0.1006 0.4789 1.0000
7.500 1.0837 0.06689 0.05774 -0.1013 0.4772 1.0000
7.750 1.0345 0.07615 0.06686 -0.1030 0.4787 1.0000
8.000 1.0165 0.08231 0.07303 -0.1042 0.4814 1.0000
8.250 1.0167 0.08703 0.07784 -0.1053 0.4844 1.0000
8.500 1.3586 0.03890 0.03033 -0.0865 0.3642 1.0000
8.750 1.3719 0.03569 0.02703 -0.0816 0.3208 1.0000
9.000 1.3711 0.03490 0.02629 -0.0766 0.2789 1.0000
9.250 1.3650 0.03566 0.02707 -0.0720 0.2274 1.0000
9.500 1.3571 0.03768 0.02881 -0.0681 0.1506 1.0000
9.750 1.3429 0.04062 0.03120 -0.0644 0.1257 1.0000
10.000 1.3306 0.04393 0.03431 -0.0616 0.1148 1.0000
10.250 1.3196 0.04745 0.03779 -0.0596 0.1079 1.0000
10.500 1.3106 0.05106 0.04141 -0.0583 0.1027 1.0000
10.750 1.3041 0.05466 0.04509 -0.0573 0.0976 1.0000
11.000 1.2971 0.05844 0.04884 -0.0566 0.0936 1.0000
11.250 1.2977 0.06161 0.05220 -0.0556 0.0893 1.0000
11.500 1.3034 0.06429 0.05499 -0.0542 0.0855 1.0000
11.750 1.3455 0.06447 0.05495 -0.0496 0.0804 1.0000
12.000 1.3742 0.06669 0.05756 -0.0476 0.0783 1.0000
12.250 1.3859 0.07004 0.06126 -0.0465 0.0764 1.0000
12.500 1.3897 0.07386 0.06540 -0.0458 0.0750 1.0000
12.750 1.3876 0.07814 0.06998 -0.0454 0.0741 1.0000
13.000 1.3782 0.08301 0.07518 -0.0458 0.0740 1.0000
13.250 1.3623 0.08860 0.08108 -0.0470 0.0743 1.0000
13.500 1.3415 0.09500 0.08778 -0.0493 0.0750 1.0000
13.750 1.3176 0.10226 0.09530 -0.0528 0.0758 1.0000
14.000 1.2921 0.11041 0.10369 -0.0572 0.0769 1.0000
14.250 1.2668 0.11930 0.11275 -0.0624 0.0782 1.0000
14.500 1.2453 0.12836 0.12193 -0.0676 0.0794 1.0000
14.750 1.2291 0.13711 0.13075 -0.0723 0.0804 1.0000
15.000 1.1485 0.16632 0.15988 -0.0938 0.0919 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 361 AIRFOIL (goe361-il)