GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14 at α=0° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe382-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe382-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.0386 0.10575 0.09865 -0.1010 0.8896 0.0864
-10.250 -0.0324 0.10240 0.09530 -0.1025 0.8795 0.0858
-10.000 -0.0272 0.09877 0.09165 -0.1043 0.8704 0.0852
-9.750 -0.0262 0.09521 0.08809 -0.1057 0.8603 0.0843
-9.250 -0.0648 0.08191 0.07472 -0.1145 0.8405 0.0794
-9.000 -0.0710 0.07735 0.07011 -0.1170 0.8318 0.0787
-8.750 -0.0918 0.07342 0.06613 -0.1179 0.8204 0.0779
-8.500 -0.1154 0.06938 0.06195 -0.1179 0.8117 0.0771
-8.250 -0.1397 0.06623 0.05863 -0.1164 0.8008 0.0765
-8.000 -0.1540 0.06253 0.05464 -0.1155 0.7934 0.0760
-7.750 -0.1671 0.05983 0.05167 -0.1132 0.7843 0.0756
-7.500 -0.1715 0.05703 0.04853 -0.1114 0.7765 0.0755
-7.250 -0.1637 0.05393 0.04500 -0.1107 0.7719 0.0756
-7.000 -0.1686 0.05265 0.04349 -0.1073 0.7615 0.0758
-6.750 -0.1558 0.05039 0.04085 -0.1064 0.7560 0.0768
-6.500 -0.1410 0.04827 0.03828 -0.1054 0.7508 0.0780
-6.250 -0.1382 0.04722 0.03689 -0.1024 0.7414 0.0790
-6.000 -0.1151 0.04548 0.03486 -0.1021 0.7366 0.0802
-5.750 -0.0896 0.04400 0.03321 -0.1020 0.7321 0.0815
-5.500 -0.0830 0.04358 0.03265 -0.0992 0.7226 0.0823
-5.250 -0.0559 0.04219 0.03101 -0.0991 0.7180 0.0837
-5.000 -0.0225 0.04066 0.02916 -0.0996 0.7147 0.0855
-4.750 -0.0187 0.04075 0.02910 -0.0964 0.7044 0.0866
-4.500 0.0087 0.03981 0.02819 -0.0963 0.6996 0.0892
-4.250 0.0427 0.03868 0.02690 -0.0968 0.6962 0.0933
-4.000 0.0474 0.03897 0.02722 -0.0938 0.6865 0.0955
-3.750 0.0727 0.03837 0.02660 -0.0932 0.6811 0.0994
-3.500 0.1056 0.03746 0.02562 -0.0936 0.6776 0.1044
-3.250 0.1128 0.03785 0.02602 -0.0910 0.6689 0.1082
-3.000 0.1343 0.03760 0.02578 -0.0901 0.6626 0.1161
-2.750 0.1672 0.03687 0.02502 -0.0905 0.6588 0.1327
-2.500 0.1822 0.03694 0.02511 -0.0889 0.6519 0.1520
-2.250 0.1932 0.03705 0.02534 -0.0869 0.6439 0.1784
-2.000 0.2212 0.03610 0.02482 -0.0870 0.6399 0.2502
-1.750 0.2514 0.03484 0.02420 -0.0871 0.6370 0.3874
-1.500 0.2393 0.03612 0.02598 -0.0823 0.6252 0.4527
-1.250 0.2592 0.03559 0.02605 -0.0796 0.6209 0.6205
-1.000 0.2897 0.03507 0.02574 -0.0778 0.6180 0.7335
-0.750 0.2822 0.03678 0.02762 -0.0733 0.6066 0.7894
-0.500 0.3286 0.03684 0.02760 -0.0752 0.6022 0.8797
-0.250 0.4095 0.03656 0.02698 -0.0832 0.5995 0.9580
0.000 0.5040 0.03600 0.02600 -0.0943 0.5972 1.0000
0.250 0.4405 0.03868 0.02878 -0.0827 0.5835 1.0000
0.500 0.4667 0.03853 0.02836 -0.0823 0.5798 1.0000
0.750 0.4933 0.03848 0.02805 -0.0820 0.5764 1.0000
1.250 0.4762 0.04134 0.03071 -0.0735 0.5597 1.0000
1.750 0.4682 0.04510 0.03428 -0.0679 0.5425 1.0000
2.000 0.5013 0.04481 0.03378 -0.0681 0.5402 1.0000
2.750 0.5243 0.04940 0.03805 -0.0639 0.5200 1.0000
3.250 0.5292 0.05388 0.04240 -0.0614 0.5046 1.0000
3.500 0.5075 0.05837 0.04692 -0.0594 0.4925 1.0000
3.750 0.5297 0.05903 0.04745 -0.0591 0.4889 1.0000
4.000 0.5574 0.05920 0.04749 -0.0590 0.4866 1.0000
4.500 0.5548 0.06491 0.05313 -0.0571 0.4714 1.0000
4.750 0.5824 0.06509 0.05320 -0.0569 0.4691 1.0000
5.250 0.5748 0.07164 0.05972 -0.0553 0.4546 1.0000
5.500 0.5997 0.07214 0.06013 -0.0552 0.4521 1.0000
5.750 0.6287 0.07222 0.06011 -0.0550 0.4503 1.0000
6.000 0.5942 0.07865 0.06663 -0.0540 0.4385 1.0000
6.250 0.6136 0.07979 0.06771 -0.0538 0.4355 1.0000
6.500 0.6385 0.08035 0.06820 -0.0536 0.4335 1.0000
6.750 0.6118 0.08617 0.07409 -0.0530 0.4237 1.0000
7.000 0.6264 0.08777 0.07566 -0.0528 0.4198 1.0000
7.250 0.6474 0.08877 0.07660 -0.0526 0.4172 1.0000
7.500 0.6711 0.08952 0.07730 -0.0525 0.4153 1.0000
7.750 0.6391 0.09614 0.08402 -0.0523 0.4060 1.0000
8.000 0.6528 0.09787 0.08573 -0.0522 0.4021 1.0000
8.250 0.6738 0.09888 0.08671 -0.0520 0.3995 1.0000
8.500 0.6978 0.09961 0.08739 -0.0519 0.3976 1.0000
8.750 0.6662 0.10637 0.09426 -0.0521 0.3893 1.0000
9.000 0.6769 0.10849 0.09638 -0.0521 0.3853 1.0000
9.250 0.6956 0.10975 0.09762 -0.0520 0.3824 1.0000
9.500 0.7190 0.11056 0.09840 -0.0519 0.3804 1.0000
10.000 0.7018 0.11909 0.10705 -0.0526 0.3691 1.0000
10.250 0.7180 0.12063 0.10860 -0.0526 0.3658 1.0000
10.500 0.7397 0.12162 0.10958 -0.0526 0.3635 1.0000
10.750 0.7297 0.12606 0.11408 -0.0531 0.3581 1.0000
11.000 0.7296 0.12931 0.11738 -0.0536 0.3530 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)