GOE 385 AIRFOIL (goe385-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 385 AIRFOIL (goe385-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.77 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe385-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe385-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 385 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3699 0.11029 0.10369 -0.0188 1.0000 0.1716
-8.500 -0.3627 0.10638 0.09984 -0.0189 1.0000 0.1780
-8.250 -0.3650 0.10433 0.09786 -0.0201 1.0000 0.1871
-8.000 -0.3555 0.10029 0.09388 -0.0196 1.0000 0.1947
-7.750 -0.3668 0.09900 0.09273 -0.0210 1.0000 0.2030
-7.500 -0.3529 0.09474 0.08850 -0.0196 1.0000 0.2138
-7.250 -0.3778 0.09458 0.08854 -0.0242 1.0000 0.2196
-7.000 -0.3661 0.09059 0.08461 -0.0213 1.0000 0.2339
-6.750 -0.3595 0.08725 0.08135 -0.0193 1.0000 0.2477
-6.500 -0.3599 0.08464 0.07885 -0.0178 1.0000 0.2627
-6.250 -0.3650 0.08252 0.07685 -0.0165 1.0000 0.2790
-6.000 -0.3747 0.08087 0.07531 -0.0156 1.0000 0.2957
-5.750 -0.3652 0.07753 0.07207 -0.0098 1.0000 0.3197
-5.500 -0.3791 0.07634 0.07100 -0.0078 1.0000 0.3410
-5.250 -0.3766 0.07375 0.06849 -0.0022 1.0000 0.3666
-5.000 -0.3832 0.07193 0.06679 0.0024 1.0000 0.3943
-4.750 0.0572 0.04419 0.03771 -0.0292 1.0000 1.0000
-4.500 0.0682 0.04232 0.03591 -0.0303 1.0000 1.0000
-4.250 0.0785 0.04056 0.03423 -0.0312 1.0000 1.0000
-4.000 0.0187 0.04324 0.03719 -0.0163 1.0000 0.9625
-3.750 -0.0431 0.04556 0.03982 -0.0027 1.0000 0.9213
-3.500 -0.1008 0.04734 0.04189 0.0092 1.0000 0.8946
-3.250 -0.1528 0.04845 0.04324 0.0190 1.0000 0.8682
-3.000 -0.2058 0.04945 0.04446 0.0287 1.0000 0.8515
-2.750 -0.2567 0.04995 0.04518 0.0378 1.0000 0.8359
-2.250 -0.1644 0.04055 0.03264 -0.0419 1.0000 0.2166
-2.000 -0.1123 0.03857 0.02975 -0.0467 0.9948 0.1881
-1.750 -0.0578 0.03663 0.02719 -0.0518 0.9856 0.1713
-1.500 -0.0069 0.03519 0.02521 -0.0561 0.9758 0.1611
-1.250 0.0424 0.03448 0.02397 -0.0601 0.9651 0.1579
-1.000 0.0913 0.03349 0.02279 -0.0642 0.9543 0.1611
-0.750 0.1414 0.03283 0.02191 -0.0680 0.9428 0.1622
-0.500 0.1852 0.03238 0.02131 -0.0706 0.9298 0.1658
-0.250 0.2282 0.03208 0.02083 -0.0732 0.9162 0.1734
0.000 0.2704 0.03162 0.02047 -0.0760 0.9026 0.1929
0.250 0.3132 0.03107 0.02018 -0.0788 0.8889 0.2349
0.500 0.3500 0.02902 0.01999 -0.0790 0.8761 1.0000
0.750 0.3902 0.02946 0.01989 -0.0807 0.8612 1.0000
1.000 0.4298 0.02985 0.01996 -0.0826 0.8462 1.0000
1.250 0.4689 0.03019 0.02007 -0.0844 0.8310 1.0000
1.500 0.5052 0.03050 0.02021 -0.0854 0.8157 1.0000
1.750 0.5399 0.03077 0.02036 -0.0861 0.8001 1.0000
2.000 0.5732 0.03102 0.02052 -0.0864 0.7844 1.0000
2.250 0.6050 0.03127 0.02069 -0.0863 0.7687 1.0000
2.500 0.6358 0.03148 0.02084 -0.0859 0.7528 1.0000
2.750 0.6657 0.03168 0.02100 -0.0854 0.7371 1.0000
3.000 0.6948 0.03189 0.02117 -0.0846 0.7216 1.0000
3.250 0.7234 0.03207 0.02132 -0.0838 0.7062 1.0000
3.500 0.7486 0.03249 0.02175 -0.0827 0.6902 1.0000
3.750 0.7712 0.03315 0.02241 -0.0816 0.6738 1.0000
4.000 0.7964 0.03365 0.02291 -0.0806 0.6589 1.0000
4.250 0.8245 0.03395 0.02321 -0.0798 0.6457 1.0000
4.500 0.8500 0.03449 0.02380 -0.0788 0.6322 1.0000
4.750 0.8708 0.03552 0.02487 -0.0779 0.6179 1.0000
5.000 0.8890 0.03689 0.02631 -0.0770 0.6040 1.0000
5.250 0.9053 0.03851 0.02801 -0.0762 0.5909 1.0000
5.500 0.9216 0.04016 0.02978 -0.0753 0.5785 1.0000
5.750 0.9451 0.04114 0.03083 -0.0746 0.5683 1.0000
6.000 0.9645 0.04259 0.03238 -0.0739 0.5580 1.0000
6.250 0.9668 0.04577 0.03570 -0.0731 0.5459 1.0000
6.500 0.9737 0.04855 0.03859 -0.0724 0.5355 1.0000
6.750 1.0098 0.04818 0.03837 -0.0716 0.5272 1.0000
7.000 1.0026 0.05218 0.04248 -0.0706 0.5146 1.0000
7.250 1.0030 0.05522 0.04562 -0.0694 0.5020 1.0000
7.500 1.0119 0.05726 0.04777 -0.0681 0.4896 1.0000
7.750 1.0389 0.05727 0.04792 -0.0665 0.4781 1.0000
8.000 1.0968 0.05398 0.04486 -0.0650 0.4683 1.0000
8.250 1.0176 0.06627 0.05710 -0.0652 0.4567 1.0000
8.500 0.9856 0.07373 0.06450 -0.0661 0.4469 1.0000
8.750 1.0257 0.07254 0.06357 -0.0640 0.4369 1.0000
9.000 0.9778 0.08211 0.07307 -0.0659 0.4282 1.0000
9.250 0.9724 0.08672 0.07775 -0.0661 0.4198 1.0000
9.500 1.0063 0.08657 0.07782 -0.0643 0.4086 1.0000
9.750 0.9533 0.09689 0.08803 -0.0672 0.4033 1.0000
10.000 0.9715 0.09884 0.09013 -0.0662 0.3926 1.0000
10.250 0.9443 0.10658 0.09786 -0.0685 0.3908 1.0000
10.500 0.9330 0.11301 0.10433 -0.0704 0.3918 1.0000
10.750 0.9355 0.11857 0.11000 -0.0719 0.3941 1.0000
11.000 1.3676 0.04594 0.03846 -0.0381 0.2407 1.0000
11.250 1.3515 0.04695 0.03941 -0.0332 0.2149 1.0000
11.500 1.3314 0.04897 0.04125 -0.0291 0.1901 1.0000
11.750 1.3108 0.05217 0.04428 -0.0266 0.1674 1.0000
12.000 1.2940 0.05603 0.04791 -0.0250 0.1473 1.0000
12.250 1.2857 0.05970 0.05131 -0.0235 0.1297 1.0000
12.500 1.2862 0.06304 0.05447 -0.0218 0.1154 1.0000
12.750 1.2846 0.06688 0.05845 -0.0208 0.1066 1.0000
13.000 1.2928 0.06988 0.06137 -0.0194 0.0980 1.0000
13.250 1.2849 0.07444 0.06631 -0.0193 0.0947 1.0000
13.500 1.2814 0.07876 0.07086 -0.0191 0.0916 1.0000
13.750 1.0446 0.13476 0.12795 -0.0553 0.1737 1.0000
14.000 0.9813 0.15911 0.15188 -0.0699 0.2106 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 385 AIRFOIL (goe385-il)