GOE 389 AIRFOIL (goe389-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 389 AIRFOIL (goe389-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 55.03 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe389-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe389-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 389 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3421 0.10174 0.09684 -0.0312 1.0000 0.0963
-8.500 -0.3588 0.10037 0.09561 -0.0348 1.0000 0.0989
-8.250 -0.3825 0.09931 0.09473 -0.0375 1.0000 0.0994
-8.000 -0.3433 0.09297 0.08828 -0.0322 1.0000 0.1043
-7.750 -0.3449 0.09072 0.08611 -0.0313 1.0000 0.1083
-7.500 -0.3606 0.08916 0.08469 -0.0305 1.0000 0.1112
-7.250 -0.3859 0.08781 0.08349 -0.0342 1.0000 0.1132
-7.000 -0.4054 0.08519 0.08093 -0.0382 1.0000 0.1143
-6.750 -0.3900 0.08201 0.07782 -0.0288 1.0000 0.1171
-6.500 -0.3925 0.08011 0.07598 -0.0260 1.0000 0.1200
-6.250 -0.4001 0.07811 0.07403 -0.0256 1.0000 0.1239
-6.000 -0.4127 0.07454 0.07038 -0.0334 1.0000 0.1293
-5.750 -0.4102 0.07228 0.06822 -0.0282 1.0000 0.1312
-5.500 -0.4042 0.07007 0.06569 -0.0359 1.0000 0.1431
-5.250 -0.4009 0.06632 0.06213 -0.0319 1.0000 0.1449
-4.500 -0.3015 0.05516 0.05063 -0.0467 0.9838 0.1907
-4.250 -0.2702 0.05204 0.04745 -0.0496 0.9764 0.2069
-4.000 -0.2305 0.04915 0.04441 -0.0546 0.9706 0.2361
-3.750 -0.1580 0.03492 0.02835 -0.0694 0.9660 0.1184
-3.500 -0.1076 0.03043 0.02257 -0.0732 0.9609 0.0991
-3.250 -0.0648 0.02848 0.02014 -0.0762 0.9546 0.0996
-3.000 -0.0237 0.02650 0.01781 -0.0788 0.9476 0.1000
-2.750 0.0218 0.02470 0.01573 -0.0820 0.9419 0.1007
-2.500 0.0605 0.02334 0.01430 -0.0840 0.9335 0.1031
-2.250 0.1057 0.02227 0.01316 -0.0870 0.9271 0.1088
-2.000 0.1459 0.02129 0.01220 -0.0891 0.9184 0.1175
-1.750 0.1902 0.02029 0.01126 -0.0918 0.9113 0.1299
-1.500 0.2308 0.01917 0.01039 -0.0938 0.9027 0.1649
-1.250 0.2608 0.01657 0.01000 -0.0938 0.8948 0.6587
-1.000 0.3147 0.01567 0.00938 -0.0970 0.8869 1.0000
-0.750 0.3483 0.01556 0.00901 -0.0975 0.8741 1.0000
-0.500 0.3812 0.01542 0.00867 -0.0978 0.8608 1.0000
-0.250 0.4127 0.01527 0.00834 -0.0978 0.8468 1.0000
0.000 0.4428 0.01512 0.00802 -0.0974 0.8317 1.0000
0.250 0.4718 0.01496 0.00771 -0.0968 0.8157 1.0000
0.500 0.5005 0.01481 0.00740 -0.0961 0.7990 1.0000
0.750 0.5290 0.01468 0.00711 -0.0953 0.7820 1.0000
1.000 0.5560 0.01465 0.00693 -0.0944 0.7629 1.0000
1.250 0.5822 0.01472 0.00685 -0.0935 0.7427 1.0000
1.500 0.6092 0.01483 0.00679 -0.0927 0.7238 1.0000
1.750 0.6362 0.01500 0.00679 -0.0921 0.7058 1.0000
2.000 0.6612 0.01526 0.00694 -0.0913 0.6864 1.0000
2.250 0.6867 0.01552 0.00710 -0.0906 0.6689 1.0000
2.500 0.7125 0.01577 0.00726 -0.0900 0.6529 1.0000
2.750 0.7384 0.01602 0.00742 -0.0894 0.6383 1.0000
3.000 0.7644 0.01627 0.00762 -0.0889 0.6248 1.0000
3.250 0.7908 0.01653 0.00780 -0.0885 0.6126 1.0000
3.500 0.8174 0.01679 0.00798 -0.0881 0.6011 1.0000
3.750 0.8429 0.01713 0.00831 -0.0876 0.5891 1.0000
4.000 0.8686 0.01746 0.00864 -0.0871 0.5775 1.0000
4.250 0.8947 0.01778 0.00892 -0.0867 0.5665 1.0000
4.500 0.9216 0.01810 0.00914 -0.0863 0.5560 1.0000
4.750 0.9466 0.01849 0.00958 -0.0858 0.5443 1.0000
5.000 0.9716 0.01894 0.01006 -0.0853 0.5337 1.0000
5.250 0.9980 0.01939 0.01048 -0.0850 0.5243 1.0000
5.500 1.0234 0.01984 0.01096 -0.0846 0.5141 1.0000
5.750 1.0479 0.02038 0.01161 -0.0841 0.5043 1.0000
6.000 1.0752 0.02089 0.01209 -0.0839 0.4965 1.0000
6.250 1.0983 0.02144 0.01280 -0.0832 0.4861 1.0000
6.500 1.1227 0.02198 0.01345 -0.0826 0.4764 1.0000
6.750 1.1494 0.02242 0.01385 -0.0823 0.4665 1.0000
7.000 1.1718 0.02276 0.01428 -0.0812 0.4528 1.0000
7.250 1.1947 0.02292 0.01442 -0.0801 0.4366 1.0000
7.500 1.2153 0.02308 0.01468 -0.0787 0.4200 1.0000
7.750 1.2355 0.02323 0.01494 -0.0773 0.4036 1.0000
8.000 1.2550 0.02337 0.01520 -0.0757 0.3870 1.0000
8.250 1.2738 0.02351 0.01548 -0.0741 0.3703 1.0000
8.500 1.2921 0.02368 0.01579 -0.0724 0.3533 1.0000
8.750 1.3084 0.02378 0.01601 -0.0704 0.3332 1.0000
9.000 1.3229 0.02404 0.01644 -0.0682 0.3091 1.0000
9.250 1.3360 0.02444 0.01692 -0.0659 0.2808 1.0000
9.500 1.3439 0.02520 0.01757 -0.0630 0.2376 1.0000
9.750 1.3461 0.02659 0.01868 -0.0597 0.1857 1.0000
10.000 1.3381 0.02874 0.02044 -0.0553 0.1388 1.0000
10.250 1.3255 0.03137 0.02283 -0.0508 0.1059 1.0000
10.500 1.3156 0.03407 0.02539 -0.0472 0.0750 1.0000
10.750 1.3073 0.03679 0.02803 -0.0443 0.0647 1.0000
11.000 1.2979 0.03978 0.03100 -0.0420 0.0596 1.0000
11.250 1.2926 0.04263 0.03400 -0.0403 0.0556 1.0000
11.500 1.2858 0.04580 0.03724 -0.0390 0.0525 1.0000
11.750 1.2764 0.04934 0.04080 -0.0379 0.0502 1.0000
12.000 1.2759 0.05213 0.04372 -0.0369 0.0480 1.0000
12.250 1.2766 0.05481 0.04653 -0.0358 0.0460 1.0000
12.500 1.2791 0.05732 0.04911 -0.0346 0.0444 1.0000
12.750 1.2842 0.05959 0.05142 -0.0333 0.0430 1.0000
13.000 1.2931 0.06153 0.05335 -0.0316 0.0416 1.0000
13.250 1.3173 0.06277 0.05451 -0.0285 0.0401 1.0000
13.500 1.3282 0.06518 0.05714 -0.0272 0.0396 1.0000
13.750 1.3337 0.06808 0.06029 -0.0264 0.0390 1.0000
14.000 1.3344 0.07140 0.06388 -0.0258 0.0384 1.0000
14.250 1.3313 0.07513 0.06787 -0.0256 0.0379 1.0000
14.500 1.3253 0.07923 0.07223 -0.0257 0.0374 1.0000
14.750 1.3163 0.08375 0.07700 -0.0262 0.0372 1.0000
15.000 1.3045 0.08874 0.08226 -0.0272 0.0370 1.0000
15.250 1.2900 0.09427 0.08805 -0.0289 0.0371 1.0000
15.500 1.2730 0.10039 0.09443 -0.0312 0.0372 1.0000
15.750 1.2540 0.10718 0.10147 -0.0343 0.0374 1.0000
16.000 1.2332 0.11466 0.10918 -0.0383 0.0377 1.0000
16.250 1.2112 0.12282 0.11755 -0.0430 0.0381 1.0000
16.500 1.1882 0.13174 0.12667 -0.0486 0.0386 1.0000
16.750 1.1650 0.14134 0.13642 -0.0547 0.0391 1.0000
17.000 1.1441 0.15111 0.14630 -0.0608 0.0397 1.0000
17.250 1.0301 0.20257 0.19769 -0.0934 0.0566 1.0000
17.500 1.0391 0.20713 0.20232 -0.0944 0.0618 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 389 AIRFOIL (goe389-il)