GOE 389 AIRFOIL (goe389-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 389 AIRFOIL (goe389-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.69 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe389-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe389-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3541 0.10875 0.10202 -0.0248 1.0000 0.2181
-8.250 -0.3351 0.10384 0.09711 -0.0233 1.0000 0.2294
-8.000 -0.3636 0.10465 0.09815 -0.0242 1.0000 0.2338
-7.750 -0.3404 0.09940 0.09287 -0.0226 1.0000 0.2471
-7.500 -0.3339 0.09592 0.08943 -0.0215 1.0000 0.2549
-7.250 -0.3543 0.09557 0.08928 -0.0199 1.0000 0.2633
-7.000 -0.3406 0.09154 0.08527 -0.0182 1.0000 0.2736
-6.750 -0.3777 0.09250 0.08650 -0.0178 1.0000 0.2797
-6.500 -0.3611 0.08823 0.08225 -0.0143 1.0000 0.2926
-6.250 -0.3600 0.08551 0.07961 -0.0117 1.0000 0.3037
-6.000 -0.3696 0.08365 0.07787 -0.0094 1.0000 0.3151
-5.750 -0.3834 0.08222 0.07656 -0.0075 1.0000 0.3277
-5.500 -0.3888 0.08021 0.07464 -0.0048 1.0000 0.3429
-5.250 -0.3900 0.07791 0.07241 -0.0015 1.0000 0.3597
-5.000 -0.3919 0.07574 0.07031 0.0017 1.0000 0.3773
-4.750 -0.3960 0.07380 0.06845 0.0046 1.0000 0.3974
-4.500 -0.4013 0.07177 0.06649 0.0075 1.0000 0.4204
-3.250 -0.2379 0.04342 0.03582 -0.0465 1.0000 0.1845
-3.000 -0.2024 0.03962 0.03133 -0.0499 1.0000 0.1693
-2.750 -0.1706 0.03680 0.02792 -0.0520 1.0000 0.1623
-2.500 -0.1388 0.03484 0.02517 -0.0534 1.0000 0.1585
-2.250 -0.1152 0.03349 0.02376 -0.0538 1.0000 0.1622
-2.000 -0.0907 0.03254 0.02260 -0.0542 1.0000 0.1671
-1.750 -0.0653 0.03168 0.02140 -0.0546 1.0000 0.1705
-1.500 -0.0411 0.03102 0.02048 -0.0548 1.0000 0.1746
-1.250 0.0079 0.03040 0.01968 -0.0593 0.9910 0.1873
-1.000 0.0672 0.02986 0.01920 -0.0653 0.9766 0.2230
-0.750 0.1243 0.02689 0.01828 -0.0702 0.9677 0.5438
-0.500 0.1691 0.02631 0.01781 -0.0723 0.9474 1.0000
-0.250 0.2268 0.02700 0.01798 -0.0783 0.9295 1.0000
0.000 0.2699 0.02758 0.01823 -0.0817 0.9082 1.0000
0.250 0.3178 0.02805 0.01843 -0.0856 0.8888 1.0000
0.500 0.3664 0.02841 0.01857 -0.0894 0.8711 1.0000
0.750 0.4100 0.02872 0.01870 -0.0922 0.8532 1.0000
1.000 0.4437 0.02917 0.01901 -0.0933 0.8341 1.0000
1.250 0.4808 0.02947 0.01920 -0.0947 0.8174 1.0000
1.500 0.5162 0.02975 0.01937 -0.0957 0.8017 1.0000
1.750 0.5492 0.03008 0.01962 -0.0963 0.7867 1.0000
2.000 0.5806 0.03044 0.01992 -0.0966 0.7723 1.0000
2.250 0.6105 0.03086 0.02028 -0.0967 0.7586 1.0000
2.500 0.6406 0.03128 0.02065 -0.0968 0.7459 1.0000
2.750 0.6785 0.03121 0.02055 -0.0974 0.7358 1.0000
3.000 0.6998 0.03211 0.02144 -0.0967 0.7222 1.0000
3.250 0.7199 0.03314 0.02248 -0.0959 0.7091 1.0000
3.500 0.7405 0.03419 0.02356 -0.0952 0.6969 1.0000
3.750 0.7666 0.03491 0.02429 -0.0948 0.6867 1.0000
4.000 0.7934 0.03557 0.02497 -0.0945 0.6766 1.0000
4.250 0.8058 0.03732 0.02677 -0.0935 0.6646 1.0000
4.500 0.8222 0.03884 0.02837 -0.0927 0.6542 1.0000
4.750 0.8540 0.03916 0.02876 -0.0926 0.6461 1.0000
5.000 0.8573 0.04180 0.03146 -0.0914 0.6345 1.0000
5.250 0.8699 0.04377 0.03350 -0.0906 0.6249 1.0000
5.500 0.8974 0.04449 0.03432 -0.0903 0.6170 1.0000
5.750 0.8890 0.04836 0.03829 -0.0890 0.6061 1.0000
6.000 0.9114 0.04961 0.03964 -0.0886 0.5982 1.0000
6.250 0.9170 0.05229 0.04241 -0.0877 0.5885 1.0000
6.500 0.8949 0.05743 0.04756 -0.0864 0.5786 1.0000
6.750 0.9232 0.05793 0.04820 -0.0855 0.5682 1.0000
7.000 0.9737 0.05576 0.04626 -0.0841 0.5549 1.0000
7.250 1.0102 0.05445 0.04512 -0.0822 0.5395 1.0000
7.500 1.0614 0.05164 0.04251 -0.0804 0.5254 1.0000
7.750 1.0938 0.05113 0.04223 -0.0790 0.5128 1.0000
8.000 1.0885 0.05453 0.04576 -0.0771 0.4993 1.0000
8.250 1.0710 0.05918 0.05049 -0.0752 0.4859 1.0000
8.500 1.0518 0.06431 0.05569 -0.0738 0.4723 1.0000
8.750 1.0465 0.06819 0.05966 -0.0728 0.4579 1.0000
9.000 1.0578 0.06991 0.06155 -0.0711 0.4425 1.0000
9.250 1.2804 0.04649 0.03869 -0.0680 0.4040 1.0000
9.500 1.3139 0.04353 0.03571 -0.0653 0.3732 1.0000
9.750 1.3411 0.04164 0.03380 -0.0629 0.3463 1.0000
10.000 1.3446 0.04152 0.03386 -0.0590 0.3212 1.0000
10.250 1.3481 0.04124 0.03367 -0.0550 0.2956 1.0000
10.500 1.3439 0.04131 0.03379 -0.0504 0.2689 1.0000
10.750 1.3314 0.04219 0.03459 -0.0455 0.2431 1.0000
11.000 1.3161 0.04416 0.03641 -0.0414 0.2159 1.0000
11.250 1.2973 0.04721 0.03921 -0.0382 0.1877 1.0000
11.500 1.2775 0.05111 0.04274 -0.0358 0.1617 1.0000
11.750 1.2613 0.05539 0.04673 -0.0338 0.1391 1.0000
12.000 1.2563 0.05913 0.05015 -0.0317 0.1201 1.0000
12.250 1.2612 0.06225 0.05319 -0.0298 0.1060 1.0000
12.500 1.2755 0.06472 0.05551 -0.0279 0.0949 1.0000
12.750 1.2754 0.06839 0.05960 -0.0270 0.0903 1.0000
13.000 1.2868 0.07136 0.06272 -0.0257 0.0855 1.0000
13.250 1.3029 0.07469 0.06613 -0.0244 0.0820 1.0000
13.500 1.2926 0.07941 0.07123 -0.0242 0.0812 1.0000
13.750 1.2784 0.08462 0.07676 -0.0246 0.0807 1.0000
14.000 1.2605 0.09038 0.08281 -0.0257 0.0806 1.0000
14.250 1.2392 0.09680 0.08950 -0.0277 0.0808 1.0000
14.500 1.2159 0.10390 0.09683 -0.0305 0.0813 1.0000
14.750 1.1916 0.11169 0.10480 -0.0342 0.0819 1.0000
15.000 1.1679 0.12004 0.11330 -0.0385 0.0826 1.0000
15.250 1.0617 0.14992 0.14334 -0.0604 0.0940 1.0000
15.500 1.0494 0.15955 0.15290 -0.0652 0.0949 1.0000
15.750 1.0113 0.17989 0.17304 -0.0781 0.1067 1.0000
16.000 1.0035 0.18915 0.18224 -0.0837 0.1117 1.0000
16.250 0.9853 0.20458 0.19758 -0.0941 0.1526 1.0000
16.500 1.0076 0.20309 0.19614 -0.0899 0.1214 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 389 AIRFOIL (goe389-il)