GOE 386 AIRFOIL (goe386-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 386 AIRFOIL (goe386-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.44 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe386-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe386-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 386 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2271 0.15488 0.14833 -0.0240 1.0000 0.2354
-11.000 -0.2531 0.15684 0.15045 -0.0206 1.0000 0.2385
-10.750 -0.2913 0.16021 0.15397 -0.0182 1.0000 0.2411
-10.500 -0.2598 0.15414 0.14788 -0.0239 0.9930 0.2447
-10.250 -0.2176 0.14866 0.14235 -0.0290 0.9846 0.2511
-10.000 -0.2074 0.14664 0.14030 -0.0350 0.9775 0.2600
-9.750 -0.2106 0.14451 0.13820 -0.0395 0.9677 0.2636
-9.500 -0.1530 0.13760 0.13121 -0.0441 0.9614 0.2707
-9.250 -0.1491 0.13609 0.12970 -0.0471 0.9514 0.2805
-9.000 -0.1424 0.13301 0.12663 -0.0516 0.9453 0.2859
-8.750 -0.1090 0.12882 0.12242 -0.0531 0.9355 0.2921
-8.500 -0.1093 0.12772 0.12131 -0.0571 0.9292 0.3037
-8.250 -0.1256 0.12669 0.12035 -0.0565 0.9182 0.3070
-8.000 -0.0658 0.12054 0.11412 -0.0606 0.9129 0.3164
-7.750 -0.0953 0.12184 0.11547 -0.0593 0.9034 0.3266
-7.500 -0.0803 0.11829 0.11195 -0.0599 0.8963 0.3319
-7.250 -0.0453 0.11474 0.10835 -0.0630 0.8917 0.3437
-7.000 -0.1093 0.11847 0.11220 -0.0564 0.8819 0.3503
-6.750 -0.0766 0.11374 0.10746 -0.0578 0.8759 0.3558
-6.500 -0.0509 0.11097 0.10466 -0.0601 0.8711 0.3688
-6.250 -0.1305 0.11526 0.10911 -0.0508 0.8636 0.3739
-6.000 -0.1019 0.11137 0.10523 -0.0507 0.8584 0.3795
-5.750 -0.0909 0.10988 0.10375 -0.0499 0.8534 0.3922
-5.500 -0.0881 0.10773 0.10161 -0.0500 0.8494 0.4042
-5.250 -0.1015 0.10779 0.10174 -0.0451 0.8442 0.4108
-5.000 -0.1544 0.10960 0.10368 -0.0370 0.8410 0.4187
-4.750 -0.2384 0.11169 0.10593 -0.0277 0.8404 0.4233
-4.500 -0.3410 0.08321 0.07623 -0.0601 0.8509 0.2223
-4.250 -0.3219 0.08047 0.07339 -0.0616 0.8473 0.2205
-4.000 -0.3189 0.07821 0.07101 -0.0612 0.8462 0.2183
-3.750 -0.5337 0.08481 0.07843 -0.0237 0.9925 0.2220
-3.500 -0.5131 0.08196 0.07550 -0.0259 0.9877 0.2197
-3.250 -0.4767 0.07848 0.07172 -0.0324 0.9790 0.2166
-3.000 -0.4513 0.07456 0.06741 -0.0367 0.9721 0.2133
-2.750 -0.4049 0.07232 0.06465 -0.0440 0.9626 0.2133
-2.500 -0.3820 0.07028 0.06228 -0.0460 0.9521 0.2157
-2.250 -0.3439 0.06939 0.06091 -0.0505 0.9444 0.2187
-2.000 -0.3003 0.06857 0.05942 -0.0555 0.9298 0.2229
-1.750 -0.2853 0.06812 0.05910 -0.0552 0.9200 0.2269
-1.500 -0.2394 0.06947 0.06029 -0.0597 0.9086 0.2349
-1.250 -0.2149 0.06883 0.05924 -0.0608 0.8936 0.2412
-1.000 -0.1920 0.06946 0.05994 -0.0617 0.8853 0.2485
-0.750 -0.0010 0.06486 0.05496 -0.0755 0.7459 0.3120
-0.500 -0.0019 0.06560 0.05568 -0.0732 0.7376 0.3301
-0.250 0.0560 0.06519 0.05548 -0.0758 0.7238 0.3857
0.000 0.0419 0.06662 0.05688 -0.0726 0.7163 0.3973
0.250 0.0981 0.06658 0.05691 -0.0749 0.7027 0.4463
0.500 0.0825 0.06822 0.05872 -0.0717 0.6946 0.4552
0.750 0.1379 0.06820 0.05884 -0.0737 0.6816 0.5085
1.000 0.1214 0.07037 0.06107 -0.0711 0.6753 0.5205
1.250 0.1437 0.07121 0.06217 -0.0708 0.6660 0.5627
1.500 0.1602 0.07213 0.06348 -0.0696 0.6564 0.6195
1.750 0.1572 0.07366 0.06558 -0.0670 0.6533 0.6916
2.000 0.1622 0.07534 0.06789 -0.0660 0.6553 1.0000
2.250 0.1810 0.07841 0.07051 -0.0682 0.6586 1.0000
2.500 0.1016 0.08367 0.07629 -0.0649 0.7324 1.0000
2.750 0.1464 0.08733 0.07939 -0.0689 0.7252 1.0000
3.000 0.1375 0.08780 0.07974 -0.0662 0.7153 1.0000
3.250 0.1721 0.09062 0.08224 -0.0682 0.7057 1.0000
3.500 0.1745 0.09213 0.08361 -0.0670 0.6978 1.0000
3.750 0.1947 0.09404 0.08533 -0.0673 0.6872 1.0000
4.000 0.2384 0.09852 0.08956 -0.0706 0.6826 1.0000
4.250 0.2168 0.09788 0.08889 -0.0666 0.6714 1.0000
4.500 0.2491 0.10087 0.09169 -0.0683 0.6638 1.0000
4.750 0.2588 0.10324 0.09395 -0.0680 0.6585 1.0000
5.000 0.2635 0.10418 0.09481 -0.0668 0.6470 1.0000
5.250 0.2961 0.10763 0.09811 -0.0686 0.6418 1.0000
5.500 0.3002 0.10974 0.10014 -0.0679 0.6372 1.0000
5.750 0.3034 0.11059 0.10093 -0.0666 0.6259 1.0000
6.000 0.3370 0.11418 0.10438 -0.0684 0.6203 1.0000
6.250 0.3439 0.11664 0.10677 -0.0681 0.6162 1.0000
6.500 0.3403 0.11709 0.10718 -0.0665 0.6060 1.0000
6.750 0.3659 0.12006 0.11006 -0.0675 0.6003 1.0000
7.000 0.4069 0.12547 0.11536 -0.0701 0.5970 1.0000
7.250 0.3772 0.12384 0.11374 -0.0666 0.5876 1.0000
7.500 0.3964 0.12626 0.11610 -0.0670 0.5806 1.0000
7.750 0.4274 0.13035 0.12011 -0.0686 0.5767 1.0000
8.000 0.4331 0.13289 0.12260 -0.0684 0.5734 1.0000
8.250 0.4257 0.13277 0.12248 -0.0670 0.5635 1.0000
8.500 0.4494 0.13579 0.12544 -0.0678 0.5576 1.0000
8.750 0.4862 0.14127 0.13086 -0.0698 0.5544 1.0000
9.000 0.4634 0.14019 0.12979 -0.0678 0.5483 1.0000
9.250 0.4744 0.14199 0.13156 -0.0678 0.5404 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 386 AIRFOIL (goe386-il)