GOE 387 AIRFOIL (goe387-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 387 AIRFOIL (goe387-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.08 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe387-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe387-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 387 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2622 0.13277 0.12653 -0.0259 1.0000 0.1953
-9.500 -0.2779 0.13279 0.12665 -0.0235 1.0000 0.1992
-9.250 -0.3055 0.13428 0.12828 -0.0217 1.0000 0.2021
-9.000 -0.3415 0.13659 0.13073 -0.0202 1.0000 0.2031
-8.750 -0.3175 0.13050 0.12467 -0.0179 1.0000 0.2064
-8.500 -0.3152 0.12842 0.12264 -0.0157 1.0000 0.2105
-8.250 -0.3242 0.12745 0.12174 -0.0139 1.0000 0.2153
-8.000 -0.3483 0.12792 0.12231 -0.0126 1.0000 0.2196
-7.750 -0.3892 0.12985 0.12438 -0.0113 1.0000 0.2213
-7.500 -0.3620 0.12405 0.11858 -0.0095 1.0000 0.2253
-7.250 -0.3600 0.12205 0.11663 -0.0076 1.0000 0.2306
-7.000 -0.3769 0.12143 0.11609 -0.0059 1.0000 0.2362
-6.750 -0.4198 0.12279 0.11757 -0.0051 0.9986 0.2394
-6.500 -0.3629 0.11607 0.11078 -0.0085 0.9919 0.2504
-6.250 -0.3939 0.11642 0.11121 -0.0093 0.9856 0.2576
-6.000 -0.3530 0.11122 0.10599 -0.0118 0.9790 0.2679
-5.750 -0.3848 0.11139 0.10623 -0.0122 0.9727 0.2765
-5.500 -0.3545 0.10701 0.10185 -0.0128 0.9657 0.2856
-5.250 -0.3894 0.10730 0.10219 -0.0151 0.9599 0.2966
-5.000 -0.3479 0.10248 0.09737 -0.0141 0.9522 0.3072
-4.750 -0.3638 0.10084 0.09577 -0.0150 0.9459 0.3186
-4.500 -0.3640 0.09927 0.09420 -0.0177 0.9394 0.3358
-4.250 -0.3404 0.09580 0.09078 -0.0142 0.9311 0.3455
-3.750 -0.3335 0.09144 0.08647 -0.0134 0.9168 0.3793
-3.500 -0.3179 0.08911 0.08414 -0.0134 0.9088 0.4027
-3.250 -0.3188 0.08744 0.08251 -0.0111 0.9011 0.4244
-3.000 -0.3118 0.08534 0.08045 -0.0089 0.8931 0.4542
-2.500 -0.2049 0.06584 0.05861 -0.0581 0.8789 0.1860
-2.250 -0.1653 0.06226 0.05470 -0.0615 0.8693 0.1717
-2.000 -0.1482 0.06025 0.05229 -0.0612 0.8601 0.1631
-1.750 -0.1053 0.05752 0.04845 -0.0641 0.8505 0.1510
-1.500 -0.0882 0.05642 0.04716 -0.0632 0.8404 0.1495
-1.250 -0.0567 0.05534 0.04577 -0.0641 0.8297 0.1483
-1.000 -0.0294 0.05454 0.04465 -0.0643 0.8196 0.1482
-0.750 -0.0059 0.05421 0.04397 -0.0639 0.8089 0.1497
-0.500 0.0367 0.05357 0.04317 -0.0660 0.7983 0.1549
-0.250 0.0461 0.05375 0.04327 -0.0642 0.7879 0.1577
0.000 0.0925 0.05350 0.04274 -0.0663 0.7775 0.1650
0.250 0.1028 0.05387 0.04300 -0.0646 0.7671 0.1691
0.500 0.1419 0.05407 0.04313 -0.0664 0.7568 0.1837
0.750 0.1664 0.05443 0.04354 -0.0666 0.7468 0.2039
1.000 0.1960 0.05440 0.04402 -0.0674 0.7370 0.2732
1.250 0.2728 0.05277 0.04416 -0.0752 0.7263 1.0000
1.500 0.2776 0.05430 0.04548 -0.0733 0.7173 1.0000
1.750 0.3061 0.05544 0.04629 -0.0738 0.7085 1.0000
2.000 0.3123 0.05708 0.04777 -0.0722 0.7003 1.0000
2.250 0.3239 0.05871 0.04922 -0.0714 0.6937 1.0000
2.500 0.3557 0.06003 0.05029 -0.0722 0.6864 1.0000
2.750 0.3478 0.06214 0.05233 -0.0699 0.6810 1.0000
3.000 0.3589 0.06395 0.05401 -0.0693 0.6761 1.0000
3.250 0.3978 0.06538 0.05521 -0.0707 0.6694 1.0000
3.500 0.3958 0.06783 0.05760 -0.0694 0.6686 1.0000
3.750 0.3989 0.07023 0.05993 -0.0686 0.6684 1.0000
4.000 0.4104 0.07271 0.06233 -0.0687 0.6694 1.0000
4.250 0.3021 0.07833 0.06834 -0.0637 0.7697 1.0000
4.500 0.3342 0.08123 0.07107 -0.0656 0.7618 1.0000
4.750 0.3349 0.08232 0.07209 -0.0639 0.7547 1.0000
5.000 0.3563 0.08442 0.07408 -0.0645 0.7457 1.0000
5.250 0.3813 0.08760 0.07715 -0.0658 0.7413 1.0000
5.500 0.3809 0.08807 0.07758 -0.0637 0.7301 1.0000
5.750 0.4214 0.09235 0.08174 -0.0667 0.7239 1.0000
6.000 0.4090 0.09208 0.08147 -0.0635 0.7132 1.0000
6.250 0.4490 0.09626 0.08555 -0.0662 0.7061 1.0000
6.500 0.4397 0.09628 0.08556 -0.0635 0.6941 1.0000
6.750 0.4697 0.09991 0.08913 -0.0651 0.6869 1.0000
7.000 0.4768 0.10095 0.09015 -0.0641 0.6729 1.0000
7.250 0.4814 0.10272 0.09191 -0.0632 0.6625 1.0000
7.500 0.5234 0.10696 0.09610 -0.0656 0.6522 1.0000
7.750 0.5116 0.10722 0.09638 -0.0632 0.6397 1.0000
8.000 0.5303 0.11036 0.09949 -0.0638 0.6317 1.0000
8.250 0.5463 0.11252 0.10165 -0.0639 0.6187 1.0000
8.500 0.5454 0.11443 0.10358 -0.0630 0.6086 1.0000
8.750 0.5871 0.11903 0.10817 -0.0651 0.5987 1.0000
9.000 0.5702 0.11946 0.10862 -0.0631 0.5870 1.0000
9.250 0.6043 0.12418 0.11334 -0.0649 0.5806 1.0000
9.500 0.5906 0.12475 0.11393 -0.0633 0.5691 1.0000
9.750 0.6188 0.12912 0.11831 -0.0646 0.5627 1.0000
10.000 0.6124 0.13008 0.11929 -0.0636 0.5509 1.0000
10.250 0.6427 0.13484 0.12405 -0.0650 0.5458 1.0000
10.500 0.6270 0.13531 0.12455 -0.0638 0.5364 1.0000
10.750 0.6542 0.13933 0.12859 -0.0649 0.5302 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 387 AIRFOIL (goe387-il)