GOE 386 AIRFOIL (goe386-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 386 AIRFOIL (goe386-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.22 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe386-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe386-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.1981 0.16102 0.15332 -0.0444 1.0000 0.1551
-13.250 -0.2035 0.15961 0.15199 -0.0440 1.0000 0.1553
-13.000 -0.2102 0.15825 0.15073 -0.0433 1.0000 0.1555
-12.750 -0.2135 0.15641 0.14899 -0.0422 1.0000 0.1558
-12.500 -0.2012 0.15343 0.14610 -0.0400 1.0000 0.1573
-12.250 -0.1964 0.15139 0.14414 -0.0392 0.9988 0.1588
-11.750 -0.1790 0.13846 0.13104 -0.0510 0.9848 0.1207
-11.500 -0.1609 0.13369 0.12625 -0.0558 0.9782 0.1175
-11.000 -0.1490 0.12293 0.11541 -0.0667 0.9627 0.1132
-10.750 -0.1332 0.11872 0.11119 -0.0703 0.9527 0.1127
-10.500 -0.1146 0.11402 0.10646 -0.0752 0.9464 0.1118
-10.250 -0.1053 0.10964 0.10206 -0.0787 0.9347 0.1115
-10.000 -0.0963 0.10472 0.09712 -0.0833 0.9258 0.1120
-9.750 -0.0921 0.09994 0.09231 -0.0871 0.9137 0.1123
-9.500 -0.0890 0.09511 0.08747 -0.0907 0.9017 0.1124
-9.250 -0.0859 0.09000 0.08231 -0.0946 0.8906 0.1122
-9.000 -0.0935 0.08480 0.07710 -0.0976 0.8756 0.1124
-8.750 -0.1147 0.07754 0.06978 -0.1025 0.8616 0.1128
-8.500 -0.1681 0.06737 0.05942 -0.1089 0.8452 0.1127
-8.250 -0.2157 0.06067 0.05239 -0.1095 0.8281 0.1128
-8.000 -0.2453 0.05580 0.04711 -0.1083 0.8130 0.1133
-7.750 -0.2357 0.05292 0.04400 -0.1085 0.8052 0.1143
-7.500 -0.2317 0.05134 0.04229 -0.1067 0.7922 0.1153
-7.250 -0.2142 0.04931 0.04006 -0.1067 0.7853 0.1171
-7.000 -0.2096 0.04760 0.03811 -0.1050 0.7739 0.1188
-6.750 -0.1968 0.04506 0.03515 -0.1046 0.7668 0.1211
-6.500 -0.1840 0.04326 0.03301 -0.1036 0.7587 0.1230
-6.250 -0.1653 0.04247 0.03216 -0.1026 0.7508 0.1247
-6.000 -0.1403 0.04128 0.03082 -0.1027 0.7456 0.1272
-5.750 -0.1233 0.04027 0.02956 -0.1016 0.7384 0.1301
-5.500 -0.1058 0.03930 0.02835 -0.1006 0.7310 0.1331
-5.250 -0.0784 0.03858 0.02760 -0.1006 0.7260 0.1360
-5.000 -0.0529 0.03774 0.02658 -0.1004 0.7210 0.1394
-4.750 -0.0390 0.03733 0.02595 -0.0987 0.7131 0.1432
-4.500 -0.0148 0.03697 0.02563 -0.0983 0.7080 0.1470
-4.250 0.0145 0.03627 0.02478 -0.0985 0.7042 0.1528
-4.000 0.0360 0.03595 0.02438 -0.0977 0.6988 0.1577
-3.750 0.0510 0.03604 0.02448 -0.0961 0.6917 0.1629
-3.500 0.0768 0.03563 0.02399 -0.0958 0.6869 0.1713
-3.250 0.1072 0.03514 0.02341 -0.0960 0.6834 0.1824
-3.000 0.1309 0.03498 0.02330 -0.0955 0.6791 0.1937
-2.750 0.1400 0.03549 0.02385 -0.0932 0.6715 0.2049
-2.500 0.1642 0.03539 0.02375 -0.0927 0.6666 0.2224
-2.250 0.1951 0.03506 0.02340 -0.0930 0.6629 0.2428
-2.000 0.2304 0.03465 0.02294 -0.0939 0.6599 0.2645
-1.750 0.2272 0.03587 0.02422 -0.0901 0.6498 0.2751
-1.500 0.2556 0.03564 0.02398 -0.0899 0.6439 0.2970
-1.250 0.2944 0.03497 0.02324 -0.0908 0.6397 0.3226
-1.000 0.2988 0.03579 0.02418 -0.0878 0.6298 0.3355
-0.750 0.3244 0.03565 0.02406 -0.0872 0.6230 0.3561
-0.500 0.3616 0.03502 0.02342 -0.0880 0.6186 0.3823
-0.250 0.3741 0.03556 0.02407 -0.0860 0.6112 0.4039
0.000 0.3853 0.03613 0.02478 -0.0838 0.6032 0.4290
0.250 0.4162 0.03567 0.02448 -0.0838 0.5984 0.4712
0.500 0.4525 0.03480 0.02389 -0.0840 0.5950 0.5367
0.750 0.4384 0.03648 0.02592 -0.0789 0.5839 0.5788
1.000 0.4584 0.03616 0.02613 -0.0763 0.5782 0.7049
1.250 0.5393 0.03523 0.02537 -0.0829 0.5743 0.9549
1.500 0.5434 0.03670 0.02676 -0.0809 0.5645 1.0000
1.750 0.5546 0.03736 0.02726 -0.0787 0.5569 1.0000
2.000 0.5918 0.03703 0.02666 -0.0795 0.5527 1.0000
2.250 0.5704 0.03908 0.02870 -0.0737 0.5415 1.0000
2.500 0.5880 0.03955 0.02901 -0.0723 0.5345 1.0000
2.750 0.6299 0.03903 0.02826 -0.0736 0.5307 1.0000
3.250 0.6251 0.04196 0.03107 -0.0669 0.5117 1.0000
3.500 0.6683 0.04121 0.03011 -0.0679 0.5087 1.0000
4.000 0.6671 0.04447 0.03328 -0.0626 0.4895 1.0000
4.500 0.6688 0.04831 0.03705 -0.0587 0.4706 1.0000
4.750 0.7071 0.04752 0.03609 -0.0588 0.4683 1.0000
5.250 0.6949 0.05307 0.04162 -0.0552 0.4480 1.0000
5.750 0.7041 0.05740 0.04587 -0.0533 0.4323 1.0000
6.750 0.6909 0.07109 0.05954 -0.0510 0.3996 1.0000
7.000 0.7166 0.07121 0.05958 -0.0505 0.3975 1.0000
7.500 0.6985 0.08011 0.06852 -0.0502 0.3826 1.0000
7.750 0.7227 0.08044 0.06879 -0.0497 0.3805 1.0000
8.250 0.6983 0.09044 0.07886 -0.0500 0.3666 1.0000
8.500 0.7188 0.09137 0.07975 -0.0497 0.3643 1.0000
8.750 0.7434 0.09176 0.08008 -0.0492 0.3626 1.0000
9.000 0.6993 0.10091 0.08937 -0.0504 0.3522 1.0000
9.250 0.7113 0.10300 0.09145 -0.0503 0.3491 1.0000
9.500 0.7299 0.10425 0.09266 -0.0501 0.3469 1.0000
9.750 0.7506 0.10523 0.09360 -0.0498 0.3449 1.0000
10.000 0.7123 0.11373 0.10224 -0.0514 0.3360 1.0000
10.250 0.7215 0.11623 0.10474 -0.0515 0.3327 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 386 AIRFOIL (goe386-il)