GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.88 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe388-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe388-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2726 0.11272 0.10664 -0.0377 1.0000 0.1121
-8.750 -0.2838 0.11238 0.10644 -0.0386 0.9967 0.1150
-8.500 -0.2882 0.11184 0.10598 -0.0457 0.9736 0.1163
-8.250 -0.2604 0.10466 0.09879 -0.0455 0.9674 0.1187
-8.000 -0.2370 0.10024 0.09433 -0.0463 0.9548 0.1253
-7.750 -0.2355 0.09882 0.09296 -0.0517 0.9365 0.1325
-7.500 -0.2283 0.09594 0.09011 -0.0591 0.9213 0.1351
-7.250 -0.2016 0.09050 0.08459 -0.0565 0.9104 0.1397
-7.000 -0.1884 0.08744 0.08153 -0.0586 0.8981 0.1446
-6.750 -0.1817 0.08669 0.08069 -0.0725 0.8815 0.1525
-6.500 -0.1661 0.08162 0.07567 -0.0707 0.8748 0.1543
-6.250 -0.1524 0.07812 0.07218 -0.0691 0.8651 0.1571
-6.000 -0.1359 0.07495 0.06897 -0.0706 0.8545 0.1609
-5.750 -0.1212 0.07205 0.06602 -0.0736 0.8400 0.1654
-5.250 -0.0657 0.05973 0.05304 -0.0935 0.8144 0.1005
-5.000 -0.0468 0.05676 0.04998 -0.0932 0.8008 0.0948
-4.500 0.0126 0.04750 0.03979 -0.1030 0.7766 0.0809
-4.250 0.0368 0.04458 0.03667 -0.1042 0.7640 0.0798
-4.000 0.0623 0.04180 0.03362 -0.1057 0.7531 0.0788
-3.750 0.0902 0.03909 0.03054 -0.1073 0.7434 0.0780
-3.500 0.1174 0.03671 0.02777 -0.1084 0.7326 0.0778
-3.250 0.1471 0.03458 0.02513 -0.1096 0.7224 0.0797
-3.000 0.1747 0.03285 0.02292 -0.1101 0.7104 0.0811
-2.750 0.2022 0.03121 0.02087 -0.1103 0.6975 0.0815
-2.500 0.2294 0.02973 0.01900 -0.1104 0.6829 0.0816
-2.250 0.2551 0.02842 0.01740 -0.1101 0.6660 0.0821
-2.000 0.2804 0.02723 0.01597 -0.1098 0.6456 0.0830
-1.750 0.3054 0.02627 0.01482 -0.1094 0.6226 0.0843
-1.250 0.3566 0.02479 0.01293 -0.1083 0.5817 0.0886
-1.000 0.3830 0.02429 0.01216 -0.1079 0.5638 0.0942
-0.750 0.4091 0.02383 0.01145 -0.1074 0.5485 0.1004
-0.500 0.4347 0.02340 0.01091 -0.1070 0.5356 0.1067
-0.250 0.4605 0.02305 0.01040 -0.1066 0.5256 0.1143
0.000 0.4862 0.02270 0.01002 -0.1063 0.5170 0.1269
0.250 0.5119 0.02228 0.00969 -0.1062 0.5070 0.1656
0.500 0.5308 0.01986 0.00950 -0.1044 0.4949 1.0000
0.750 0.5556 0.02011 0.00928 -0.1039 0.4783 1.0000
1.000 0.5793 0.02041 0.00918 -0.1033 0.4552 1.0000
1.250 0.6025 0.02075 0.00917 -0.1027 0.4253 1.0000
1.500 0.6252 0.02114 0.00920 -0.1021 0.3957 1.0000
1.750 0.6477 0.02154 0.00929 -0.1015 0.3748 1.0000
2.000 0.6711 0.02186 0.00943 -0.1011 0.3655 1.0000
2.250 0.6951 0.02214 0.00960 -0.1008 0.3623 1.0000
2.500 0.7194 0.02241 0.00979 -0.1006 0.3623 1.0000
2.750 0.7435 0.02268 0.01001 -0.1003 0.3626 1.0000
3.000 0.7674 0.02296 0.01026 -0.1000 0.3626 1.0000
3.250 0.7911 0.02327 0.01055 -0.0997 0.3626 1.0000
3.500 0.8146 0.02358 0.01086 -0.0994 0.3629 1.0000
3.750 0.8378 0.02391 0.01119 -0.0991 0.3626 1.0000
4.000 0.8607 0.02426 0.01155 -0.0987 0.3618 1.0000
4.250 0.8834 0.02463 0.01196 -0.0983 0.3609 1.0000
4.500 0.9058 0.02502 0.01237 -0.0979 0.3601 1.0000
4.750 0.9279 0.02542 0.01281 -0.0974 0.3589 1.0000
5.000 0.9493 0.02587 0.01328 -0.0969 0.3553 1.0000
5.250 0.9700 0.02636 0.01380 -0.0962 0.3501 1.0000
5.500 0.9902 0.02687 0.01433 -0.0956 0.3455 1.0000
5.750 1.0101 0.02740 0.01488 -0.0949 0.3418 1.0000
6.000 1.0301 0.02793 0.01548 -0.0942 0.3381 1.0000
6.250 1.0497 0.02849 0.01613 -0.0935 0.3347 1.0000
6.500 1.0691 0.02906 0.01679 -0.0927 0.3319 1.0000
6.750 1.0884 0.02964 0.01747 -0.0920 0.3302 1.0000
7.000 1.1073 0.03023 0.01818 -0.0912 0.3290 1.0000
7.250 1.1254 0.03085 0.01892 -0.0903 0.3278 1.0000
7.500 1.1432 0.03150 0.01974 -0.0894 0.3264 1.0000
7.750 1.1607 0.03218 0.02055 -0.0885 0.3248 1.0000
8.000 1.1778 0.03291 0.02140 -0.0875 0.3229 1.0000
8.250 1.1948 0.03367 0.02234 -0.0866 0.3206 1.0000
8.500 1.2113 0.03448 0.02333 -0.0857 0.3181 1.0000
8.750 1.2270 0.03535 0.02443 -0.0848 0.3150 1.0000
9.000 1.2412 0.03630 0.02555 -0.0837 0.3106 1.0000
9.250 1.2544 0.03730 0.02669 -0.0825 0.3057 1.0000
9.500 1.2670 0.03841 0.02798 -0.0814 0.3006 1.0000
9.750 1.2784 0.03964 0.02946 -0.0803 0.2948 1.0000
10.000 1.2893 0.04090 0.03094 -0.0791 0.2895 1.0000
10.250 1.2997 0.04220 0.03246 -0.0779 0.2841 1.0000
10.500 1.3080 0.04383 0.03442 -0.0768 0.2777 1.0000
10.750 1.3135 0.04564 0.03649 -0.0756 0.2683 1.0000
11.000 1.3126 0.04811 0.03918 -0.0745 0.2491 1.0000
11.250 1.3086 0.05105 0.04228 -0.0735 0.2131 1.0000
11.500 1.2897 0.05511 0.04562 -0.0719 0.1418 1.0000
11.750 1.2719 0.05994 0.05016 -0.0712 0.1280 1.0000
12.000 1.2567 0.06478 0.05495 -0.0709 0.1179 1.0000
12.250 1.2459 0.06929 0.05956 -0.0709 0.1087 1.0000
12.500 1.2361 0.07381 0.06422 -0.0710 0.1010 1.0000
12.750 1.2325 0.07768 0.06836 -0.0712 0.0901 1.0000
13.000 1.2216 0.08260 0.07334 -0.0718 0.0846 1.0000
13.250 1.2092 0.08781 0.07852 -0.0727 0.0814 1.0000
13.500 1.1969 0.09304 0.08364 -0.0737 0.0793 1.0000
13.750 1.1864 0.09786 0.08830 -0.0744 0.0773 1.0000
14.000 1.1808 0.10139 0.09160 -0.0742 0.0751 1.0000
14.250 1.5295 0.10041 0.08998 -0.0658 0.0432 1.0000
14.500 1.5086 0.10276 0.09264 -0.0621 0.0430 1.0000
14.750 1.4872 0.10539 0.09555 -0.0590 0.0428 1.0000
15.000 1.4662 0.10836 0.09880 -0.0567 0.0425 1.0000
16.000 1.3965 0.12433 0.11572 -0.0539 0.0415 1.0000
16.250 1.3734 0.12843 0.12006 -0.0545 0.0415 1.0000
16.500 1.3511 0.13283 0.12469 -0.0558 0.0415 1.0000
16.750 1.3291 0.13753 0.12960 -0.0578 0.0415 1.0000
17.000 1.3079 0.14254 0.13482 -0.0604 0.0415 1.0000
18.000 0.9895 0.14820 0.14160 -0.0512 0.0473 1.0000
18.250 0.9656 0.15412 0.14766 -0.0549 0.0475 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)