GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.5 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe382-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe382-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 382 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2375 0.15275 0.14705 -0.0472 0.9590 0.2361
-10.000 -0.1669 0.14354 0.13775 -0.0513 0.9537 0.2446
-9.750 -0.1760 0.14286 0.13711 -0.0520 0.9452 0.2527
-9.500 -0.1669 0.13945 0.13371 -0.0554 0.9395 0.2577
-9.250 -0.1444 0.13608 0.13032 -0.0559 0.9317 0.2643
-9.000 -0.1680 0.13659 0.13089 -0.0573 0.9249 0.2737
-8.750 -0.1368 0.13140 0.12567 -0.0594 0.9185 0.2789
-8.500 -0.1264 0.12925 0.12354 -0.0591 0.9104 0.2869
-8.250 -0.1505 0.12878 0.12314 -0.0608 0.9051 0.2958
-8.000 -0.1228 0.12521 0.11954 -0.0594 0.8962 0.3021
-7.750 -0.1512 0.12581 0.12022 -0.0586 0.8898 0.3138
-7.500 -0.1098 0.12090 0.11526 -0.0603 0.8834 0.3237
-7.250 -0.1442 0.12190 0.11637 -0.0563 0.8752 0.3334
-7.000 -0.1021 0.11715 0.11156 -0.0598 0.8696 0.3481
-6.750 -0.1612 0.11969 0.11425 -0.0525 0.8619 0.3549
-6.500 -0.1207 0.11535 0.10988 -0.0541 0.8547 0.3674
-6.250 -0.1013 0.11218 0.10668 -0.0564 0.8498 0.3850
-6.000 -0.1387 0.11348 0.10811 -0.0486 0.8410 0.3902
-5.750 -0.1398 0.11165 0.10631 -0.0473 0.8350 0.4043
-5.500 -0.1597 0.11102 0.10574 -0.0440 0.8298 0.4209
-5.250 -0.1610 0.11013 0.10491 -0.0402 0.8218 0.4279
-5.000 -0.1664 0.10869 0.10351 -0.0377 0.8163 0.4449
-4.750 -0.1718 0.10743 0.10228 -0.0350 0.8111 0.4634
-4.500 -0.3441 0.08576 0.07956 -0.0620 0.8253 0.1967
-4.250 -0.3337 0.08059 0.07391 -0.0646 0.8224 0.1772
-4.000 -0.3146 0.07585 0.06834 -0.0675 0.8192 0.1636
-3.750 -0.2776 0.07305 0.06516 -0.0706 0.8110 0.1597
-3.500 -0.2699 0.07175 0.06353 -0.0698 0.8090 0.1574
-3.250 -0.2580 0.07076 0.06221 -0.0694 0.8071 0.1564
-3.000 -0.2443 0.07026 0.06143 -0.0692 0.8069 0.1571
-2.750 -0.1930 0.06901 0.05965 -0.0730 0.7946 0.1602
-2.500 -0.1757 0.06903 0.05937 -0.0730 0.7936 0.1619
0.000 -0.0707 0.07606 0.06587 -0.0656 0.8293 0.2350
0.250 -0.0548 0.07583 0.06606 -0.0649 0.8189 0.2865
0.500 -0.0253 0.07446 0.06790 -0.0622 0.8140 1.0000
0.750 -0.0222 0.07484 0.06790 -0.0601 0.8044 1.0000
1.000 0.0127 0.07746 0.07000 -0.0625 0.7960 1.0000
1.250 0.0185 0.07841 0.07071 -0.0611 0.7885 1.0000
1.500 0.0431 0.08027 0.07226 -0.0621 0.7790 1.0000
1.750 0.0693 0.08309 0.07477 -0.0635 0.7740 1.0000
2.000 0.0763 0.08350 0.07501 -0.0620 0.7616 1.0000
2.250 0.1193 0.08768 0.07887 -0.0656 0.7566 1.0000
2.500 0.1070 0.08686 0.07798 -0.0618 0.7457 1.0000
2.750 0.1411 0.08995 0.08081 -0.0641 0.7394 1.0000
3.000 0.1402 0.09061 0.08137 -0.0620 0.7308 1.0000
3.250 0.1669 0.09293 0.08349 -0.0632 0.7222 1.0000
3.500 0.1884 0.09577 0.08616 -0.0641 0.7175 1.0000
3.750 0.1904 0.09615 0.08646 -0.0623 0.7066 1.0000
4.000 0.2248 0.09963 0.08974 -0.0646 0.7014 1.0000
4.250 0.2190 0.10003 0.09009 -0.0622 0.6929 1.0000
4.500 0.2432 0.10236 0.09228 -0.0631 0.6849 1.0000
5.000 0.2634 0.10580 0.09554 -0.0622 0.6709 1.0000
5.250 0.2906 0.10867 0.09828 -0.0635 0.6650 1.0000
5.500 0.3127 0.11206 0.10155 -0.0646 0.6614 1.0000
5.750 0.3069 0.11187 0.10134 -0.0623 0.6506 1.0000
6.000 0.3372 0.11522 0.10458 -0.0640 0.6453 1.0000
6.250 0.3446 0.11737 0.10666 -0.0636 0.6412 1.0000
6.500 0.3467 0.11806 0.10732 -0.0624 0.6319 1.0000
6.750 0.3740 0.12124 0.11041 -0.0638 0.6267 1.0000
7.000 0.3930 0.12465 0.11375 -0.0646 0.6232 1.0000
7.250 0.3857 0.12435 0.11344 -0.0626 0.6133 1.0000
7.500 0.4103 0.12738 0.11641 -0.0637 0.6081 1.0000
7.750 0.4461 0.13265 0.12161 -0.0661 0.6054 1.0000
8.000 0.4223 0.13083 0.11980 -0.0630 0.5967 1.0000
8.250 0.4429 0.13343 0.12235 -0.0637 0.5903 1.0000
8.500 0.4772 0.13835 0.12722 -0.0657 0.5868 1.0000
8.750 0.4604 0.13758 0.12646 -0.0637 0.5802 1.0000
9.000 0.4748 0.13964 0.12850 -0.0640 0.5733 1.0000
9.250 0.5034 0.14366 0.13248 -0.0654 0.5690 1.0000
9.500 0.5019 0.14490 0.13372 -0.0648 0.5643 1.0000
9.750 0.5087 0.14611 0.13493 -0.0647 0.5561 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)