GOE 380 AIRFOIL (goe380-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 380 AIRFOIL (goe380-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.12 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe380-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe380-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 380 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3122 0.10812 0.10168 -0.0235 1.0000 0.0939
-7.750 -0.3194 0.10759 0.10129 -0.0240 1.0000 0.0945
-7.500 -0.3244 0.10733 0.10116 -0.0264 1.0000 0.0949
-7.250 -0.3088 0.09979 0.09365 -0.0223 1.0000 0.0977
-7.000 -0.3051 0.09685 0.09079 -0.0217 1.0000 0.1004
-6.750 -0.3042 0.09466 0.08864 -0.0218 1.0000 0.1031
-6.500 -0.3047 0.09312 0.08720 -0.0229 1.0000 0.1056
-6.250 -0.3050 0.09275 0.08691 -0.0261 1.0000 0.1071
-6.000 -0.3017 0.08888 0.08314 -0.0248 1.0000 0.1087
-5.750 -0.2981 0.08520 0.07953 -0.0222 1.0000 0.1118
-5.500 -0.2951 0.08288 0.07727 -0.0219 1.0000 0.1154
-5.250 -0.2887 0.08221 0.07658 -0.0257 1.0000 0.1196
-5.000 -0.2854 0.07875 0.07321 -0.0245 1.0000 0.1217
-4.750 -0.2826 0.07549 0.07002 -0.0221 1.0000 0.1259
-4.500 -0.2689 0.07475 0.06917 -0.0263 1.0000 0.1330
-4.250 -0.2668 0.07076 0.06530 -0.0239 1.0000 0.1362
-4.000 -0.2595 0.06824 0.06279 -0.0233 1.0000 0.1434
-3.750 -0.2483 0.06573 0.06026 -0.0245 1.0000 0.1503
-3.500 -0.2317 0.06427 0.05867 -0.0270 1.0000 0.1620
-3.250 -0.2285 0.06077 0.05529 -0.0243 1.0000 0.1695
-3.000 -0.2170 0.05844 0.05290 -0.0247 1.0000 0.1833
-2.500 -0.1918 0.05440 0.04876 -0.0260 1.0000 0.2322
-2.250 -0.1849 0.05180 0.04622 -0.0247 1.0000 0.2616
-2.000 -0.1794 0.04939 0.04391 -0.0228 1.0000 0.3050
-1.250 -0.1415 0.04167 0.03642 -0.0187 0.9902 0.4747
-1.000 -0.0941 0.03871 0.03337 -0.0233 0.9751 0.5234
-0.750 -0.0259 0.03627 0.03062 -0.0329 0.9589 0.5352
-0.250 0.1858 0.03626 0.02763 -0.0626 0.9227 0.1861
0.000 0.2390 0.03471 0.02544 -0.0659 0.9074 0.1653
0.250 0.2875 0.03330 0.02358 -0.0688 0.8924 0.1683
0.500 0.3414 0.03193 0.02169 -0.0723 0.8776 0.1866
0.750 0.4001 0.03024 0.01976 -0.0767 0.8637 0.2341
1.000 0.4489 0.02904 0.01858 -0.0797 0.8490 0.2868
1.250 0.5225 0.02660 0.01754 -0.0870 0.8352 1.0000
1.500 0.5667 0.02664 0.01702 -0.0886 0.8191 1.0000
1.750 0.6092 0.02658 0.01659 -0.0901 0.8031 1.0000
2.000 0.6448 0.02665 0.01643 -0.0906 0.7862 1.0000
2.250 0.6715 0.02702 0.01664 -0.0899 0.7675 1.0000
2.500 0.7031 0.02717 0.01666 -0.0896 0.7504 1.0000
2.750 0.7349 0.02729 0.01668 -0.0894 0.7341 1.0000
3.000 0.7655 0.02744 0.01674 -0.0889 0.7183 1.0000
3.250 0.7912 0.02784 0.01707 -0.0879 0.7017 1.0000
3.500 0.8130 0.02850 0.01770 -0.0866 0.6847 1.0000
3.750 0.8371 0.02903 0.01826 -0.0855 0.6687 1.0000
4.000 0.8614 0.02957 0.01877 -0.0844 0.6534 1.0000
4.250 0.8862 0.03004 0.01923 -0.0832 0.6379 1.0000
4.500 0.9114 0.03043 0.01961 -0.0820 0.6225 1.0000
4.750 0.9370 0.03077 0.01994 -0.0807 0.6070 1.0000
5.000 0.9622 0.03116 0.02041 -0.0794 0.5917 1.0000
5.250 0.9864 0.03170 0.02098 -0.0782 0.5768 1.0000
5.500 1.0063 0.03260 0.02196 -0.0767 0.5614 1.0000
5.750 1.0258 0.03356 0.02301 -0.0752 0.5462 1.0000
6.000 1.0453 0.03456 0.02413 -0.0738 0.5312 1.0000
6.250 1.0644 0.03561 0.02537 -0.0723 0.5160 1.0000
6.500 1.0830 0.03672 0.02663 -0.0707 0.5008 1.0000
6.750 1.1013 0.03788 0.02794 -0.0692 0.4855 1.0000
7.000 1.1191 0.03911 0.02934 -0.0676 0.4706 1.0000
7.250 1.1360 0.04048 0.03088 -0.0660 0.4562 1.0000
7.500 1.1520 0.04193 0.03252 -0.0644 0.4421 1.0000
7.750 1.1666 0.04358 0.03445 -0.0628 0.4291 1.0000
8.000 1.1824 0.04528 0.03635 -0.0613 0.4175 1.0000
8.250 1.2063 0.04630 0.03757 -0.0602 0.4066 1.0000
8.500 1.2031 0.04964 0.04119 -0.0580 0.3962 1.0000
8.750 1.1890 0.05417 0.04595 -0.0558 0.3879 1.0000
9.000 1.2234 0.05437 0.04641 -0.0550 0.3789 1.0000
9.250 1.1225 0.06725 0.05908 -0.0523 0.3761 1.0000
9.500 1.0129 0.08452 0.07575 -0.0574 0.3753 1.0000
9.750 0.9824 0.09258 0.08373 -0.0599 0.3741 1.0000
10.000 0.9640 0.09924 0.09038 -0.0619 0.3740 1.0000
10.250 0.9521 0.10533 0.09650 -0.0637 0.3757 1.0000
10.500 0.9603 0.11022 0.10152 -0.0649 0.3792 1.0000
10.750 1.1285 0.08260 0.07539 -0.0447 0.3109 1.0000
11.000 1.2393 0.04913 0.04051 -0.0231 0.1118 1.0000
11.250 1.2289 0.05293 0.04423 -0.0221 0.1014 1.0000
11.500 1.2199 0.05675 0.04794 -0.0215 0.0944 1.0000
11.750 1.2152 0.06040 0.05167 -0.0210 0.0872 1.0000
12.000 1.2109 0.06401 0.05520 -0.0206 0.0822 1.0000
12.250 1.2101 0.06751 0.05889 -0.0201 0.0767 1.0000
12.500 1.2136 0.07039 0.06171 -0.0188 0.0719 1.0000
12.750 1.2275 0.07294 0.06456 -0.0167 0.0692 1.0000
13.000 1.2370 0.07636 0.06834 -0.0154 0.0674 1.0000
13.250 1.2371 0.08085 0.07315 -0.0153 0.0666 1.0000
13.500 1.2282 0.08623 0.07884 -0.0164 0.0666 1.0000
13.750 1.2123 0.09257 0.08547 -0.0187 0.0669 1.0000
14.000 1.1919 0.09976 0.09290 -0.0221 0.0675 1.0000
14.250 1.1690 0.10781 0.10116 -0.0264 0.0684 1.0000
14.500 1.1450 0.11670 0.11020 -0.0315 0.0693 1.0000
14.750 1.1226 0.12602 0.11962 -0.0369 0.0704 1.0000
15.000 1.1051 0.13497 0.12862 -0.0418 0.0713 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 380 AIRFOIL (goe380-il)