GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.55 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe388-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe388-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 388 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2313 0.10231 0.09689 -0.0470 0.7441 0.0575
-8.750 -0.2260 0.09979 0.09429 -0.0486 0.7273 0.0607
-8.500 -0.2282 0.09853 0.09309 -0.0549 0.7263 0.0640
-8.250 -0.1632 0.08622 0.08097 -0.0637 0.7013 0.0653
-8.000 -0.1472 0.08114 0.07583 -0.0607 0.6892 0.0668
-7.750 -0.1361 0.07779 0.07246 -0.0600 0.6813 0.0681
-7.500 -0.1280 0.07472 0.06936 -0.0603 0.6693 0.0696
-7.250 -0.1218 0.07171 0.06633 -0.0611 0.6558 0.0712
-7.000 -0.1170 0.06874 0.06335 -0.0622 0.6439 0.0731
-6.750 -0.1119 0.06565 0.06027 -0.0650 0.6341 0.0771
-6.500 -0.1007 0.06139 0.05582 -0.0822 0.6218 0.0817
-6.250 -0.0941 0.05656 0.05105 -0.0796 0.6062 0.0831
-6.000 -0.0838 0.05375 0.04805 -0.0776 0.5631 0.0845
-5.750 -0.0721 0.05103 0.04505 -0.0778 0.5197 0.0861
-5.250 -0.0440 0.05091 0.04388 -0.0966 0.4941 0.0668
-5.000 -0.0397 0.05238 0.04399 -0.0935 0.1299 0.0700
-4.500 0.0159 0.04291 0.03381 -0.1014 0.1148 0.0557
-4.250 0.0421 0.04016 0.03080 -0.1034 0.1136 0.0569
-4.000 0.0700 0.03676 0.02699 -0.1054 0.1128 0.0556
-3.750 0.0993 0.03322 0.02288 -0.1072 0.1123 0.0536
-3.500 0.1276 0.03076 0.01988 -0.1081 0.1119 0.0527
-3.250 0.1547 0.02908 0.01782 -0.1085 0.1110 0.0525
-3.000 0.1817 0.02769 0.01611 -0.1088 0.1106 0.0526
-2.750 0.2085 0.02650 0.01465 -0.1090 0.1100 0.0529
-2.500 0.2352 0.02549 0.01341 -0.1091 0.1093 0.0534
-2.250 0.2616 0.02473 0.01246 -0.1091 0.1081 0.0548
-2.000 0.2877 0.02416 0.01175 -0.1091 0.1063 0.0573
-1.750 0.3140 0.02359 0.01101 -0.1090 0.1045 0.0591
-1.500 0.3402 0.02300 0.01026 -0.1088 0.1031 0.0599
-1.250 0.3663 0.02248 0.00961 -0.1086 0.1025 0.0606
-1.000 0.3922 0.02204 0.00908 -0.1084 0.1020 0.0616
-0.750 0.4180 0.02167 0.00864 -0.1081 0.1014 0.0629
-0.500 0.4436 0.02137 0.00828 -0.1079 0.1004 0.0643
0.250 -0.1388 0.02060 0.01432 0.1091 0.0738 0.4955
0.500 0.5456 0.02051 0.00732 -0.1071 0.0955 0.0898
0.750 0.5716 0.02031 0.00728 -0.1071 0.0940 0.1363
1.000 0.5968 0.01946 0.00740 -0.1074 0.0930 0.4566
1.250 0.6178 0.01846 0.00736 -0.1057 0.0924 1.0000
1.500 0.6477 0.01810 0.00707 -0.1060 0.0763 1.0000
1.750 0.6665 0.01905 0.00756 -0.1050 0.0719 1.0000
2.000 0.6903 0.01942 0.00779 -0.1046 0.0706 1.0000
2.250 0.7135 0.01983 0.00812 -0.1042 0.0695 1.0000
2.500 0.7367 0.02025 0.00847 -0.1037 0.0687 1.0000
2.750 0.7595 0.02068 0.00886 -0.1032 0.0680 1.0000
3.000 0.7820 0.02115 0.00928 -0.1027 0.0676 1.0000
3.250 0.8044 0.02160 0.00971 -0.1021 0.0672 1.0000
3.500 0.8265 0.02206 0.01014 -0.1016 0.0668 1.0000
3.750 0.8479 0.02258 0.01064 -0.1010 0.0664 1.0000
4.000 0.8685 0.02317 0.01122 -0.1002 0.0661 1.0000
4.250 0.8878 0.02386 0.01192 -0.0993 0.0658 1.0000
4.500 0.9077 0.02445 0.01251 -0.0986 0.0655 1.0000
4.750 0.9270 0.02506 0.01314 -0.0977 0.0653 1.0000
5.000 0.9451 0.02574 0.01384 -0.0967 0.0650 1.0000
5.250 0.9619 0.02649 0.01463 -0.0956 0.0648 1.0000
5.500 0.9771 0.02733 0.01549 -0.0942 0.0646 1.0000
5.750 0.9901 0.02827 0.01645 -0.0926 0.0644 1.0000
6.000 0.9994 0.02930 0.01749 -0.0905 0.0642 1.0000
6.250 1.0125 0.03012 0.01832 -0.0889 0.0641 1.0000
6.500 1.0243 0.03104 0.01929 -0.0873 0.0639 1.0000
6.750 1.0353 0.03205 0.02031 -0.0857 0.0637 1.0000
7.000 1.0459 0.03314 0.02139 -0.0841 0.0636 1.0000
7.250 1.0567 0.03426 0.02249 -0.0826 0.0634 1.0000
7.500 1.0686 0.03542 0.02357 -0.0812 0.0632 1.0000
7.750 1.0889 0.03650 0.02437 -0.0804 0.0627 1.0000
8.000 1.1135 0.03734 0.02507 -0.0802 0.0618 1.0000
8.500 1.2438 0.04001 0.02676 -0.0914 0.0586 1.0000
8.750 1.2639 0.04082 0.02767 -0.0908 0.0582 1.0000
9.000 1.3159 0.04277 0.02930 -0.0952 0.0573 1.0000
9.250 1.3317 0.04354 0.03027 -0.0940 0.0565 1.0000
9.750 1.3998 0.04788 0.03467 -0.0974 0.0509 1.0000
10.000 1.4207 0.04945 0.03645 -0.0971 0.0485 1.0000
10.250 1.4503 0.05222 0.03935 -0.0980 0.0454 1.0000
10.500 1.4654 0.05406 0.04155 -0.0967 0.0424 1.0000
10.750 1.4883 0.05738 0.04515 -0.0966 0.0392 1.0000
11.250 1.4998 0.06051 0.04900 -0.0918 0.0313 1.0000
11.750 1.5161 0.06375 0.05280 -0.0878 0.0268 1.0000
12.000 1.5214 0.06533 0.05468 -0.0854 0.0253 1.0000
12.250 1.5277 0.06702 0.05662 -0.0833 0.0239 1.0000
12.750 1.5337 0.07019 0.06032 -0.0786 0.0213 1.0000
13.000 1.5379 0.07201 0.06235 -0.0766 0.0204 1.0000
14.000 1.5169 0.08134 0.07268 -0.0654 0.0189 1.0000
14.250 1.5069 0.08392 0.07549 -0.0628 0.0186 1.0000
14.500 1.4960 0.08667 0.07846 -0.0606 0.0184 1.0000
14.750 1.4842 0.08957 0.08159 -0.0587 0.0183 1.0000
15.000 1.4716 0.09266 0.08489 -0.0572 0.0181 1.0000
15.250 1.4581 0.09594 0.08838 -0.0560 0.0180 1.0000
18.000 1.2277 0.15623 0.15106 -0.0812 0.0183 1.0000
18.250 1.2008 0.16682 0.16185 -0.0896 0.0186 1.0000
18.500 1.1779 0.17798 0.17316 -0.0983 0.0190 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)