GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.69 at α=1.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe384-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe384-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 0.0340 0.12561 0.11844 -0.0984 0.8875 0.1457
-11.000 0.0209 0.12488 0.11774 -0.1004 0.8763 0.1498
-10.750 0.0171 0.12261 0.11549 -0.1028 0.8690 0.1509
-10.500 0.0415 0.11838 0.11121 -0.1018 0.8605 0.1528
-10.250 0.0561 0.11540 0.10820 -0.1020 0.8530 0.1555
-10.000 0.0649 0.11284 0.10561 -0.1027 0.8464 0.1588
-9.750 0.0521 0.11191 0.10472 -0.1041 0.8366 0.1651
-9.500 0.0382 0.11010 0.10294 -0.1066 0.8302 0.1666
-9.250 0.0721 0.10618 0.09897 -0.1045 0.8241 0.1706
-9.000 0.0806 0.10401 0.09680 -0.1044 0.8171 0.1747
-8.750 0.0648 0.09685 0.08949 -0.1103 0.8117 0.1171
-8.250 0.0183 0.08775 0.08038 -0.1163 0.7953 0.0984
-8.000 0.0269 0.08504 0.07762 -0.1165 0.7913 0.0974
-7.750 0.0126 0.08370 0.07635 -0.1151 0.7820 0.0967
-7.500 0.0063 0.08050 0.07310 -0.1161 0.7766 0.0961
-7.250 -0.0031 0.07744 0.06997 -0.1166 0.7709 0.0957
-7.000 -0.0201 0.07549 0.06799 -0.1150 0.7623 0.0954
-6.750 -0.0236 0.07186 0.06420 -0.1157 0.7575 0.0953
-6.500 -0.0367 0.06985 0.06207 -0.1135 0.7490 0.0951
-6.250 -0.0392 0.06689 0.05890 -0.1128 0.7423 0.0950
-6.000 -0.0284 0.06304 0.05472 -0.1137 0.7384 0.0947
-5.750 -0.0397 0.06192 0.05345 -0.1101 0.7282 0.0946
-5.500 -0.0265 0.05889 0.05006 -0.1102 0.7233 0.0948
-5.250 -0.0042 0.05563 0.04632 -0.1112 0.7202 0.0963
-5.000 -0.0135 0.05526 0.04573 -0.1072 0.7097 0.0970
-4.750 0.0079 0.05270 0.04255 -0.1074 0.7055 0.0985
-4.500 0.0397 0.05058 0.04028 -0.1084 0.7027 0.0999
-4.250 0.0349 0.05077 0.04037 -0.1046 0.6925 0.1003
-4.000 0.0626 0.04919 0.03855 -0.1049 0.6882 0.1020
-3.750 0.0973 0.04742 0.03646 -0.1060 0.6854 0.1051
-3.500 0.0949 0.04781 0.03669 -0.1024 0.6751 0.1065
-3.250 0.1248 0.04650 0.03493 -0.1027 0.6707 0.1091
-3.000 0.1621 0.04492 0.03316 -0.1038 0.6678 0.1115
-2.750 0.1619 0.04551 0.03375 -0.1005 0.6576 0.1131
-2.500 0.1909 0.04469 0.03278 -0.1006 0.6526 0.1171
-2.250 0.2300 0.04348 0.03124 -0.1017 0.6497 0.1216
-2.000 0.2312 0.04418 0.03194 -0.0985 0.6395 0.1232
-1.750 0.2582 0.04361 0.03136 -0.0983 0.6340 0.1274
-1.500 0.2975 0.04261 0.03016 -0.0993 0.6310 0.1344
-1.250 0.2981 0.04359 0.03115 -0.0961 0.6206 0.1373
-1.000 0.3234 0.04331 0.03084 -0.0957 0.6148 0.1430
-0.750 0.3615 0.04241 0.02984 -0.0966 0.6117 0.1531
-0.500 0.3578 0.04393 0.03141 -0.0934 0.6001 0.1578
-0.250 0.3846 0.04366 0.03111 -0.0931 0.5948 0.1696
0.250 0.4573 0.04179 0.02956 -0.0949 0.5889 0.2440
0.750 0.4650 0.04205 0.03198 -0.0884 0.5725 0.7179
1.250 0.4911 0.04461 0.03441 -0.0864 0.5551 1.0000
1.500 0.5212 0.04459 0.03407 -0.0864 0.5519 1.0000
2.000 0.5349 0.04782 0.03700 -0.0832 0.5360 1.0000
2.500 0.5443 0.05180 0.04075 -0.0805 0.5198 1.0000
3.000 0.5522 0.05636 0.04512 -0.0783 0.5046 1.0000
3.250 0.5820 0.05624 0.04481 -0.0781 0.5025 1.0000
3.750 0.5867 0.06131 0.04975 -0.0761 0.4877 1.0000
4.000 0.6150 0.06141 0.04967 -0.0760 0.4858 1.0000
4.250 0.5892 0.06690 0.05523 -0.0744 0.4742 1.0000
4.500 0.6144 0.06730 0.05548 -0.0742 0.4716 1.0000
4.750 0.6425 0.06739 0.05544 -0.0740 0.4697 1.0000
5.000 0.6126 0.07356 0.06169 -0.0727 0.4586 1.0000
5.250 0.6336 0.07449 0.06252 -0.0725 0.4558 1.0000
5.500 0.6597 0.07486 0.06278 -0.0723 0.4538 1.0000
5.750 0.6335 0.08077 0.06876 -0.0713 0.4439 1.0000
6.000 0.6493 0.08225 0.07018 -0.0710 0.4403 1.0000
6.250 0.6708 0.08317 0.07102 -0.0708 0.4380 1.0000
6.500 0.6954 0.08380 0.07156 -0.0707 0.4363 1.0000
6.750 0.6606 0.09089 0.07877 -0.0700 0.4265 1.0000
7.000 0.6765 0.09243 0.08025 -0.0698 0.4231 1.0000
7.250 0.6976 0.09339 0.08116 -0.0696 0.4206 1.0000
7.500 0.7217 0.09409 0.08179 -0.0694 0.4189 1.0000
7.750 0.6861 0.10152 0.08935 -0.0692 0.4103 1.0000
8.000 0.6970 0.10363 0.09144 -0.0691 0.4065 1.0000
8.250 0.7158 0.10490 0.09268 -0.0690 0.4038 1.0000
8.500 0.7386 0.10577 0.09350 -0.0688 0.4018 1.0000
8.750 0.7176 0.11161 0.09942 -0.0690 0.3957 1.0000
9.000 0.7190 0.11482 0.10266 -0.0690 0.3910 1.0000
9.250 0.7329 0.11664 0.10447 -0.0690 0.3877 1.0000
9.500 0.7526 0.11786 0.10567 -0.0689 0.3852 1.0000
9.750 0.7755 0.11878 0.10657 -0.0688 0.3833 1.0000
10.000 0.7488 0.12508 0.11298 -0.0694 0.3762 1.0000
10.250 0.7561 0.12757 0.11548 -0.0696 0.3719 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)