GOE 383 AIRFOIL (goe383-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 383 AIRFOIL (goe383-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.62 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe383-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe383-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 383 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2672 0.14115 0.13508 -0.0338 0.9721 0.2843
-9.250 -0.2191 0.13580 0.12966 -0.0374 0.9667 0.2923
-9.000 -0.2466 0.13636 0.13028 -0.0378 0.9599 0.3029
-8.750 -0.2156 0.13107 0.12498 -0.0408 0.9540 0.3083
-8.500 -0.1923 0.12801 0.12189 -0.0424 0.9476 0.3172
-8.000 -0.1655 0.12216 0.11606 -0.0470 0.9354 0.3378
-7.750 -0.2185 0.12419 0.11820 -0.0427 0.9271 0.3481
-7.500 -0.1601 0.11792 0.11188 -0.0471 0.9209 0.3574
-7.250 -0.1949 0.11877 0.11282 -0.0439 0.9136 0.3703
-7.000 -0.1722 0.11475 0.10880 -0.0450 0.9064 0.3766
-6.750 -0.1418 0.11116 0.10516 -0.0488 0.9010 0.3874
-6.500 -0.1988 0.11251 0.10667 -0.0412 0.8928 0.3968
-6.250 -0.4482 0.08630 0.07982 -0.0563 0.8999 0.1871
-6.000 -0.4762 0.07917 0.07221 -0.0560 0.8970 0.1741
-5.750 -0.4723 0.07608 0.06890 -0.0554 0.8912 0.1711
-5.500 -0.4525 0.07249 0.06505 -0.0573 0.8846 0.1689
-5.250 -0.4410 0.06931 0.06153 -0.0576 0.8786 0.1665
-5.000 -0.4334 0.06637 0.05816 -0.0571 0.8727 0.1641
-4.750 -0.4064 0.06341 0.05463 -0.0590 0.8657 0.1625
-4.500 -0.3848 0.06162 0.05244 -0.0595 0.8584 0.1626
-4.250 -0.3705 0.06053 0.05112 -0.0587 0.8520 0.1640
-4.000 -0.3285 0.05929 0.04946 -0.0617 0.8435 0.1686
-3.750 -0.3176 0.05867 0.04852 -0.0602 0.8365 0.1713
-3.500 -0.2983 0.05802 0.04767 -0.0599 0.8298 0.1746
-3.250 -0.2472 0.05746 0.04703 -0.0635 0.8209 0.1821
-3.000 -0.2470 0.05751 0.04695 -0.0607 0.8159 0.1859
-2.750 -0.2310 0.05745 0.04688 -0.0599 0.8099 0.1929
-2.500 -0.1754 0.05724 0.04670 -0.0636 0.7998 0.2116
-2.250 -0.1753 0.05771 0.04714 -0.0610 0.7967 0.2211
-2.000 -0.1660 0.05815 0.04774 -0.0596 0.7945 0.2372
-1.750 -0.1534 0.05851 0.04829 -0.0585 0.7923 0.2660
-1.500 -0.1389 0.05850 0.04876 -0.0577 0.7909 0.3327
-1.250 -0.0930 0.05730 0.04929 -0.0580 0.7778 0.5682
-0.500 0.0005 0.06353 0.05653 -0.0591 0.7764 1.0000
0.000 -0.1306 0.06418 0.05742 -0.0427 0.8780 1.0000
0.250 -0.1063 0.06541 0.05823 -0.0442 0.8662 1.0000
0.500 -0.0814 0.06756 0.06002 -0.0458 0.8607 1.0000
0.750 -0.0696 0.06793 0.06016 -0.0450 0.8483 1.0000
1.000 -0.0290 0.07143 0.06331 -0.0488 0.8425 1.0000
1.250 -0.0326 0.07081 0.06256 -0.0457 0.8307 1.0000
1.500 0.0048 0.07377 0.06523 -0.0488 0.8230 1.0000
1.750 0.0068 0.07415 0.06548 -0.0467 0.8141 1.0000
2.000 0.0343 0.07617 0.06729 -0.0482 0.8043 1.0000
2.250 0.0639 0.07931 0.07023 -0.0502 0.7991 1.0000
2.500 0.0668 0.07914 0.06996 -0.0481 0.7853 1.0000
2.750 0.1086 0.08311 0.07372 -0.0517 0.7795 1.0000
3.000 0.0995 0.08246 0.07301 -0.0481 0.7674 1.0000
3.250 0.1355 0.08557 0.07595 -0.0507 0.7593 1.0000
3.500 0.1359 0.08629 0.07660 -0.0487 0.7501 1.0000
3.750 0.1621 0.08847 0.07865 -0.0499 0.7397 1.0000
4.000 0.1913 0.09205 0.08210 -0.0518 0.7344 1.0000
4.250 0.1907 0.09186 0.08186 -0.0495 0.7201 1.0000
4.500 0.2362 0.09664 0.08650 -0.0533 0.7143 1.0000
4.750 0.2192 0.09556 0.08541 -0.0493 0.7011 1.0000
5.000 0.2593 0.09949 0.08922 -0.0521 0.6937 1.0000
5.250 0.2491 0.09962 0.08934 -0.0494 0.6827 1.0000
5.500 0.2804 0.10262 0.09225 -0.0511 0.6736 1.0000
5.750 0.2837 0.10436 0.09396 -0.0501 0.6659 1.0000
6.000 0.3008 0.10617 0.09572 -0.0503 0.6542 1.0000
6.250 0.3506 0.11210 0.10155 -0.0541 0.6491 1.0000
6.500 0.3221 0.11020 0.09967 -0.0498 0.6360 1.0000
6.750 0.3580 0.11417 0.10358 -0.0520 0.6292 1.0000
7.000 0.3483 0.11501 0.10442 -0.0501 0.6209 1.0000
7.250 0.3681 0.11734 0.10670 -0.0506 0.6108 1.0000
7.500 0.4131 0.12317 0.11248 -0.0538 0.6063 1.0000
7.750 0.3834 0.12162 0.11095 -0.0503 0.5959 1.0000
8.000 0.4095 0.12474 0.11403 -0.0514 0.5883 1.0000
8.250 0.4408 0.12987 0.11911 -0.0534 0.5845 1.0000
8.500 0.4190 0.12865 0.11792 -0.0508 0.5739 1.0000
8.750 0.4438 0.13188 0.12113 -0.0519 0.5676 1.0000
9.000 0.4800 0.13771 0.12691 -0.0542 0.5642 1.0000
9.250 0.4529 0.13576 0.12499 -0.0516 0.5542 1.0000
9.500 0.4754 0.13883 0.12805 -0.0525 0.5479 1.0000
9.750 0.5111 0.14453 0.13373 -0.0546 0.5448 1.0000
10.000 0.4866 0.14310 0.13232 -0.0527 0.5375 1.0000
10.250 0.5024 0.14549 0.13470 -0.0532 0.5303 1.0000
10.500 0.5331 0.15013 0.13933 -0.0547 0.5262 1.0000
10.750 0.5255 0.15092 0.14012 -0.0542 0.5217 1.0000
11.000 0.5313 0.15230 0.14152 -0.0543 0.5141 1.0000
11.250 0.5522 0.15552 0.14473 -0.0552 0.5094 1.0000
11.500 0.5844 0.16129 0.15052 -0.0570 0.5066 1.0000
11.750 0.5642 0.15956 0.14879 -0.0560 0.5001 1.0000
12.000 0.5778 0.16176 0.15101 -0.0566 0.4936 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 383 AIRFOIL (goe383-il)