GOE 366 AIRFOIL (goe366-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 366 AIRFOIL (goe366-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.12 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe366-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe366-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 366 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2773 0.14521 0.13900 -0.0237 1.0000 0.1042
-9.500 -0.2831 0.14405 0.13791 -0.0224 1.0000 0.1060
-9.250 -0.2909 0.14319 0.13712 -0.0213 1.0000 0.1078
-9.000 -0.3019 0.14291 0.13692 -0.0204 1.0000 0.1093
-8.750 -0.3168 0.14323 0.13733 -0.0195 1.0000 0.1102
-8.500 -0.3347 0.14386 0.13805 -0.0185 1.0000 0.1107
-8.250 -0.3546 0.14450 0.13878 -0.0172 1.0000 0.1110
-8.000 -0.3454 0.13941 0.13375 -0.0159 1.0000 0.1122
-7.750 -0.3306 0.13450 0.12886 -0.0140 1.0000 0.1150
-7.500 -0.3343 0.13265 0.12708 -0.0125 1.0000 0.1171
-7.250 -0.3416 0.13126 0.12575 -0.0110 1.0000 0.1191
-7.000 -0.3522 0.13018 0.12474 -0.0094 1.0000 0.1211
-6.750 -0.3664 0.12941 0.12406 -0.0076 1.0000 0.1228
-6.500 -0.3819 0.12888 0.12360 -0.0067 1.0000 0.1244
-6.250 -0.3963 0.12876 0.12356 -0.0085 1.0000 0.1259
-6.000 -0.4068 0.12922 0.12405 -0.0143 1.0000 0.1268
-5.750 -0.4041 0.12402 0.11896 -0.0088 1.0000 0.1286
-5.500 -0.3962 0.12060 0.11558 -0.0063 0.9983 0.1322
-5.250 -0.3612 0.11752 0.11243 -0.0169 0.9852 0.1413
-5.000 -0.3317 0.11375 0.10862 -0.0263 0.9728 0.1460
-4.750 -0.3067 0.10996 0.10482 -0.0279 0.9606 0.1527
-4.500 -0.2746 0.10831 0.10303 -0.0425 0.9470 0.1619
-4.250 -0.2616 0.10387 0.09868 -0.0389 0.9354 0.1665
-4.000 -0.2261 0.10236 0.09699 -0.0514 0.9216 0.1794
-3.750 -0.2062 0.09781 0.09252 -0.0491 0.9118 0.1862
-3.500 -0.1798 0.09537 0.08999 -0.0559 0.8988 0.1987
-3.250 -0.1534 0.09361 0.08812 -0.0617 0.8857 0.2142
-3.000 -0.1249 0.09084 0.08530 -0.0655 0.8748 0.2315
-2.750 -0.1033 0.08792 0.08239 -0.0669 0.8638 0.2498
-2.500 -0.0900 0.08565 0.08015 -0.0666 0.8522 0.2689
-2.250 -0.0570 0.08261 0.07712 -0.0687 0.8436 0.3073
-2.000 -0.0529 0.08148 0.07601 -0.0668 0.8315 0.3371
-0.750 -0.0333 0.07249 0.06752 -0.0421 0.7858 0.5891
-0.500 -0.0195 0.07061 0.06569 -0.0383 0.7781 0.6420
-0.250 -0.0219 0.06942 0.06458 -0.0330 0.7692 0.6690
0.000 -0.0013 0.06753 0.06270 -0.0315 0.7612 0.7058
0.250 0.0146 0.06667 0.06185 -0.0323 0.7518 0.7243
0.500 0.0916 0.06480 0.05980 -0.0457 0.7425 0.7338
0.750 0.3866 0.06624 0.05867 -0.1184 0.7232 0.3550
1.000 0.3965 0.06791 0.06005 -0.1185 0.7122 0.3137
1.250 0.4634 0.06738 0.05867 -0.1234 0.7053 0.2379
1.500 0.4616 0.06944 0.06059 -0.1214 0.6949 0.2248
1.750 0.5218 0.06848 0.05903 -0.1243 0.6888 0.1920
2.000 0.5068 0.07129 0.06186 -0.1215 0.6795 0.1897
2.250 0.5506 0.07111 0.06127 -0.1230 0.6727 0.1758
2.500 0.5498 0.07330 0.06342 -0.1214 0.6648 0.1736
2.750 0.5696 0.07439 0.06437 -0.1213 0.6582 0.1702
3.000 0.6066 0.07471 0.06435 -0.1220 0.6524 0.1657
3.250 0.5918 0.07809 0.06773 -0.1197 0.6463 0.1648
3.500 0.6134 0.07949 0.06888 -0.1194 0.6404 0.1614
3.750 0.6406 0.08041 0.06965 -0.1195 0.6351 0.1600
4.000 0.6306 0.08386 0.07312 -0.1180 0.6326 0.1597
4.250 0.6299 0.08673 0.07598 -0.1171 0.6305 0.1594
4.500 0.6326 0.08956 0.07880 -0.1165 0.6299 0.1594
4.750 0.6392 0.09264 0.08185 -0.1165 0.6329 0.1597
5.000 0.6577 0.09544 0.08461 -0.1174 0.6358 0.1616
5.250 0.5743 0.10646 0.09600 -0.1179 0.7230 0.1591
5.500 0.5668 0.10733 0.09688 -0.1153 0.7159 0.1591
5.750 0.5907 0.10956 0.09901 -0.1161 0.7097 0.1604
6.000 0.6290 0.11327 0.10269 -0.1189 0.7060 0.1682
6.250 0.6113 0.11349 0.10295 -0.1154 0.6975 0.1689
6.750 0.6720 0.12005 0.10948 -0.1191 0.6882 0.1991
7.000 0.6544 0.12015 0.10963 -0.1159 0.6793 0.2022
7.250 0.6767 0.12101 0.11200 -0.1160 0.6732 1.0000
7.500 0.6857 0.12363 0.11439 -0.1154 0.6685 1.0000
7.750 0.6915 0.12513 0.11572 -0.1143 0.6590 1.0000
8.000 0.7215 0.12896 0.11927 -0.1157 0.6546 1.0000
8.250 0.7122 0.12994 0.12020 -0.1137 0.6467 1.0000
8.500 0.7344 0.13279 0.12288 -0.1143 0.6393 1.0000
8.750 0.7431 0.13547 0.12547 -0.1142 0.6341 1.0000
9.000 0.7505 0.13716 0.12710 -0.1137 0.6247 1.0000
9.250 0.7833 0.14175 0.13157 -0.1156 0.6203 1.0000
9.500 0.7701 0.14185 0.13168 -0.1135 0.6101 1.0000
9.750 0.8003 0.14596 0.13572 -0.1150 0.6043 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 366 AIRFOIL (goe366-il)