GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.9 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe384-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe384-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 384 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2231 0.16535 0.15945 -0.0411 0.9758 0.1793
-11.250 -0.2258 0.16460 0.15871 -0.0439 0.9709 0.1853
-11.000 -0.2569 0.16764 0.16181 -0.0476 0.9672 0.1873
-10.750 -0.2082 0.15862 0.15276 -0.0471 0.9619 0.1916
-10.500 -0.1958 0.15602 0.15015 -0.0482 0.9573 0.1972
-10.250 -0.2030 0.15567 0.14982 -0.0508 0.9535 0.2039
-10.000 -0.2428 0.15843 0.15267 -0.0504 0.9497 0.2056
-9.750 -0.1911 0.15027 0.14447 -0.0505 0.9439 0.2115
-9.500 -0.1840 0.14842 0.14261 -0.0520 0.9397 0.2199
-9.250 -0.2209 0.15066 0.14493 -0.0527 0.9365 0.2242
-9.000 -0.1920 0.14506 0.13934 -0.0515 0.9297 0.2290
-8.750 -0.1754 0.14241 0.13666 -0.0532 0.9239 0.2382
-8.500 -0.2164 0.14458 0.13892 -0.0534 0.9203 0.2437
-8.250 -0.1887 0.13934 0.13368 -0.0521 0.9123 0.2484
-8.000 -0.1718 0.13676 0.13108 -0.0540 0.9061 0.2592
-7.750 -0.2250 0.13937 0.13381 -0.0521 0.9030 0.2637
-7.500 -0.1831 0.13364 0.12806 -0.0510 0.8942 0.2706
-7.250 -0.1938 0.13305 0.12750 -0.0507 0.8891 0.2816
-7.000 -0.1875 0.13031 0.12479 -0.0504 0.8829 0.2890
-6.750 -0.1918 0.12932 0.12384 -0.0476 0.8762 0.2986
-6.500 -0.2454 0.13096 0.12560 -0.0431 0.8733 0.3035
-6.250 -0.1991 0.12631 0.12089 -0.0454 0.8642 0.3204
-6.000 -0.2553 0.12778 0.12251 -0.0390 0.8604 0.3237
-5.750 -0.2162 0.12370 0.11839 -0.0411 0.8517 0.3416
-5.500 -0.2506 0.12316 0.11794 -0.0373 0.8471 0.3484
-5.250 -0.2402 0.12149 0.11629 -0.0343 0.8384 0.3605
-5.000 -0.2226 0.11872 0.11351 -0.0355 0.8312 0.3809
-4.750 -0.4482 0.12861 0.12408 -0.0073 0.9439 0.3284
-4.500 -0.4470 0.12704 0.12251 -0.0098 0.9368 0.3474
-4.250 -0.4293 0.12504 0.12054 -0.0067 0.9253 0.3620
-4.000 -0.4190 0.12335 0.11885 -0.0062 0.9200 0.3788
-3.750 -0.4281 0.12106 0.11661 -0.0041 0.9110 0.3942
-3.500 -0.4082 0.11984 0.11538 -0.0045 0.9035 0.4198
-3.250 -0.4221 0.11770 0.11329 -0.0006 0.8959 0.4366
-3.000 -0.2128 0.10813 0.10320 -0.0102 0.7760 0.5841
-2.750 -0.3681 0.12258 0.11854 0.0014 0.8527 0.4692
-1.750 -0.2200 0.08853 0.08147 -0.0695 0.8513 0.2199
-1.500 -0.1817 0.08698 0.07905 -0.0746 0.8479 0.2046
-1.250 -0.1722 0.08548 0.07744 -0.0738 0.8382 0.2027
-1.000 -0.1274 0.08546 0.07701 -0.0783 0.8318 0.1983
-0.750 -0.1180 0.08483 0.07612 -0.0774 0.8258 0.1963
-0.500 -0.0905 0.08480 0.07577 -0.0789 0.8167 0.1972
-0.250 -0.0457 0.08647 0.07701 -0.0829 0.8123 0.1996
0.000 -0.0492 0.08566 0.07607 -0.0800 0.8048 0.2000
0.250 -0.0164 0.08652 0.07659 -0.0819 0.7968 0.2020
0.500 0.0207 0.08861 0.07837 -0.0846 0.7928 0.2072
0.750 0.0187 0.08779 0.07756 -0.0818 0.7823 0.2099
1.000 0.0539 0.08959 0.07923 -0.0840 0.7769 0.2166
1.250 0.0642 0.09047 0.07998 -0.0829 0.7716 0.2214
1.500 0.0827 0.09110 0.08058 -0.0826 0.7618 0.2293
1.750 0.1265 0.09416 0.08346 -0.0856 0.7572 0.2449
2.000 0.1186 0.09353 0.08291 -0.0823 0.7474 0.2500
2.250 0.1500 0.09542 0.08486 -0.0838 0.7413 0.2729
2.500 0.1812 0.09793 0.08759 -0.0855 0.7379 0.3128
2.750 0.1800 0.09730 0.08733 -0.0832 0.7272 0.3563
3.000 0.2081 0.09731 0.08892 -0.0818 0.7220 1.0000
3.250 0.2068 0.09799 0.08937 -0.0795 0.7137 1.0000
3.500 0.2312 0.10020 0.09123 -0.0802 0.7061 1.0000
3.750 0.2695 0.10443 0.09510 -0.0829 0.7026 1.0000
4.000 0.2541 0.10364 0.09427 -0.0792 0.6925 1.0000
4.250 0.2837 0.10652 0.09690 -0.0806 0.6866 1.0000
4.500 0.2909 0.10831 0.09856 -0.0799 0.6812 1.0000
4.750 0.3023 0.10961 0.09973 -0.0793 0.6717 1.0000
5.000 0.3334 0.11302 0.10294 -0.0810 0.6674 1.0000
5.250 0.3328 0.11425 0.10411 -0.0796 0.6624 1.0000
5.500 0.3436 0.11564 0.10540 -0.0791 0.6537 1.0000
5.750 0.3741 0.11904 0.10864 -0.0807 0.6489 1.0000
6.000 0.3766 0.12064 0.11017 -0.0797 0.6442 1.0000
6.250 0.3836 0.12177 0.11123 -0.0789 0.6356 1.0000
6.500 0.4085 0.12474 0.11410 -0.0800 0.6310 1.0000
6.750 0.4443 0.12975 0.11898 -0.0824 0.6284 1.0000
7.000 0.4211 0.12814 0.11739 -0.0790 0.6200 1.0000
7.250 0.4407 0.13053 0.11969 -0.0795 0.6137 1.0000
7.500 0.4721 0.13471 0.12378 -0.0812 0.6101 1.0000
7.750 0.4683 0.13574 0.12479 -0.0801 0.6062 1.0000
8.000 0.4724 0.13665 0.12568 -0.0794 0.5982 1.0000
8.250 0.4955 0.13963 0.12859 -0.0803 0.5930 1.0000
8.500 0.5308 0.14504 0.13393 -0.0825 0.5901 1.0000
8.750 0.5096 0.14340 0.13231 -0.0800 0.5832 1.0000
9.000 0.5243 0.14550 0.13438 -0.0803 0.5768 1.0000
9.250 0.5516 0.14939 0.13823 -0.0816 0.5726 1.0000
9.500 0.5596 0.15192 0.14073 -0.0818 0.5692 1.0000
9.750 0.5577 0.15196 0.14078 -0.0810 0.5606 1.0000
10.000 0.5797 0.15509 0.14389 -0.0819 0.5555 1.0000
10.250 0.6152 0.16136 0.15013 -0.0840 0.5526 1.0000
10.500 0.5927 0.15866 0.14746 -0.0821 0.5442 1.0000
10.750 0.6126 0.16153 0.15032 -0.0829 0.5381 1.0000
11.000 0.6464 0.16762 0.15639 -0.0847 0.5349 1.0000
11.250 0.6276 0.16539 0.15419 -0.0834 0.5265 1.0000
11.500 0.6485 0.16847 0.15728 -0.0843 0.5203 1.0000
11.750 0.6754 0.17396 0.16276 -0.0857 0.5171 1.0000
12.000 0.6625 0.17216 0.16100 -0.0850 0.5077 1.0000
12.250 0.6874 0.17610 0.16495 -0.0861 0.5021 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)