GOE 379 AIRFOIL (goe379-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 379 AIRFOIL (goe379-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.58 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe379-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe379-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 379 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3338 0.11978 0.11296 -0.0224 1.0000 0.0892
-9.000 -0.3371 0.11932 0.11260 -0.0243 1.0000 0.0901
-8.750 -0.3443 0.11949 0.11292 -0.0261 1.0000 0.0905
-8.500 -0.3182 0.11003 0.10335 -0.0236 1.0000 0.0948
-8.250 -0.3142 0.10732 0.10071 -0.0237 1.0000 0.0992
-8.000 -0.3156 0.10581 0.09930 -0.0245 1.0000 0.1020
-7.750 -0.3226 0.10527 0.09890 -0.0252 1.0000 0.1033
-7.500 -0.3303 0.10528 0.09906 -0.0274 1.0000 0.1040
-7.250 -0.3139 0.09804 0.09184 -0.0237 1.0000 0.1087
-7.000 -0.3125 0.09565 0.08955 -0.0234 1.0000 0.1123
-6.750 -0.3144 0.09417 0.08818 -0.0245 1.0000 0.1156
-6.500 -0.3184 0.09423 0.08834 -0.0279 1.0000 0.1174
-6.250 -0.3140 0.08973 0.08394 -0.0255 1.0000 0.1195
-6.000 -0.3105 0.08636 0.08064 -0.0232 1.0000 0.1239
-5.750 -0.3105 0.08458 0.07893 -0.0235 1.0000 0.1285
-5.500 -0.3091 0.08531 0.07964 -0.0286 1.0000 0.1315
-5.250 -0.3091 0.07998 0.07446 -0.0230 1.0000 0.1346
-5.000 -0.3072 0.07755 0.07209 -0.0216 1.0000 0.1401
-4.750 -0.2999 0.07662 0.07110 -0.0255 1.0000 0.1460
-4.500 -0.3000 0.07280 0.06739 -0.0215 1.0000 0.1508
-4.000 -0.2873 0.06790 0.06250 -0.0215 1.0000 0.1666
-3.750 -0.2771 0.06554 0.06006 -0.0226 1.0000 0.1764
-3.500 -0.2660 0.06320 0.05768 -0.0235 1.0000 0.1890
-3.250 -0.2560 0.06063 0.05509 -0.0234 1.0000 0.2030
-3.000 -0.2478 0.05793 0.05241 -0.0223 1.0000 0.2205
-2.750 -0.2372 0.05558 0.05003 -0.0222 1.0000 0.2457
-2.500 -0.2294 0.05330 0.04775 -0.0212 1.0000 0.2855
-2.250 -0.2261 0.05063 0.04519 -0.0181 1.0000 0.3297
-2.000 -0.2251 0.04816 0.04283 -0.0143 1.0000 0.3858
-1.750 -0.2239 0.04550 0.04028 -0.0100 1.0000 0.4425
-1.500 -0.2173 0.04315 0.03797 -0.0072 1.0000 0.4942
-1.250 -0.2087 0.04070 0.03554 -0.0045 1.0000 0.5333
-1.000 -0.1821 0.03815 0.03296 -0.0057 0.9955 0.5683
-0.750 -0.1048 0.03588 0.03027 -0.0185 0.9814 0.5669
-0.500 0.0701 0.03700 0.02861 -0.0494 0.9623 0.1955
-0.250 0.1271 0.03553 0.02623 -0.0535 0.9480 0.1730
0.000 0.1782 0.03381 0.02400 -0.0574 0.9339 0.1754
0.250 0.2263 0.03261 0.02243 -0.0609 0.9189 0.1951
0.500 0.2885 0.03153 0.02080 -0.0665 0.9046 0.2185
0.750 0.3442 0.03062 0.01974 -0.0712 0.8901 0.2490
1.000 0.3929 0.02977 0.01905 -0.0748 0.8753 0.3067
1.250 0.4701 0.02791 0.01810 -0.0831 0.8617 1.0000
1.500 0.5179 0.02814 0.01792 -0.0863 0.8460 1.0000
1.750 0.5644 0.02825 0.01777 -0.0891 0.8306 1.0000
2.000 0.5921 0.02874 0.01812 -0.0891 0.8125 1.0000
2.250 0.6256 0.02903 0.01831 -0.0897 0.7957 1.0000
2.500 0.6595 0.02927 0.01848 -0.0902 0.7798 1.0000
2.750 0.6923 0.02950 0.01868 -0.0904 0.7644 1.0000
3.000 0.7242 0.02971 0.01885 -0.0903 0.7492 1.0000
3.250 0.7543 0.02998 0.01910 -0.0900 0.7344 1.0000
3.500 0.7828 0.03030 0.01943 -0.0894 0.7198 1.0000
3.750 0.8099 0.03067 0.01987 -0.0887 0.7053 1.0000
4.000 0.8300 0.03148 0.02072 -0.0874 0.6899 1.0000
4.250 0.8519 0.03218 0.02148 -0.0862 0.6752 1.0000
4.500 0.8751 0.03285 0.02221 -0.0851 0.6614 1.0000
4.750 0.8976 0.03350 0.02294 -0.0839 0.6472 1.0000
5.000 0.9196 0.03415 0.02376 -0.0825 0.6327 1.0000
5.250 0.9417 0.03474 0.02446 -0.0811 0.6180 1.0000
5.500 0.9639 0.03536 0.02521 -0.0797 0.6037 1.0000
5.750 0.9859 0.03607 0.02605 -0.0784 0.5901 1.0000
6.000 1.0079 0.03684 0.02698 -0.0771 0.5769 1.0000
6.250 1.0303 0.03765 0.02804 -0.0759 0.5642 1.0000
6.500 1.0548 0.03832 0.02890 -0.0747 0.5518 1.0000
6.750 1.0762 0.03929 0.03010 -0.0734 0.5393 1.0000
7.000 1.0873 0.04123 0.03228 -0.0718 0.5265 1.0000
7.250 1.0971 0.04331 0.03461 -0.0701 0.5137 1.0000
7.500 1.1314 0.04222 0.03379 -0.0681 0.4952 1.0000
7.750 1.1897 0.03410 0.02564 -0.0627 0.4400 1.0000
8.000 1.2030 0.03150 0.02307 -0.0572 0.3935 1.0000
8.250 1.2008 0.03034 0.02183 -0.0509 0.3385 1.0000
8.500 1.1911 0.03089 0.02221 -0.0448 0.2643 1.0000
8.750 1.1772 0.03318 0.02369 -0.0396 0.1630 1.0000
9.000 1.1656 0.03608 0.02609 -0.0354 0.1204 1.0000
9.250 1.1555 0.03900 0.02873 -0.0319 0.1043 1.0000
9.500 1.1506 0.04167 0.03137 -0.0292 0.0963 1.0000
9.750 1.1443 0.04462 0.03424 -0.0269 0.0910 1.0000
10.000 1.1435 0.04735 0.03707 -0.0248 0.0848 1.0000
10.250 1.1443 0.05011 0.03973 -0.0228 0.0797 1.0000
10.500 1.1578 0.05222 0.04214 -0.0206 0.0737 1.0000
10.750 1.2694 0.05630 0.04620 -0.0226 0.0671 1.0000
11.000 1.2984 0.06100 0.05134 -0.0225 0.0671 1.0000
11.250 1.3086 0.06535 0.05610 -0.0211 0.0671 1.0000
11.500 1.3080 0.06934 0.06047 -0.0190 0.0671 1.0000
11.750 1.3002 0.07297 0.06447 -0.0164 0.0672 1.0000
12.000 1.2873 0.07661 0.06840 -0.0140 0.0672 1.0000
12.250 1.2684 0.07967 0.07177 -0.0120 0.0676 1.0000
12.500 1.2305 0.08279 0.07532 -0.0112 0.0694 1.0000
12.750 1.1952 0.08836 0.08122 -0.0129 0.0707 1.0000
13.000 1.1620 0.09521 0.08832 -0.0162 0.0722 1.0000
13.250 1.1304 0.10309 0.09638 -0.0208 0.0733 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 379 AIRFOIL (goe379-il)