GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.77 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe390-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe390-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 390 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2147 0.16389 0.15786 -0.0352 0.9712 0.1989
-10.000 -0.2303 0.16487 0.15888 -0.0384 0.9663 0.2039
-9.750 -0.2222 0.16140 0.15544 -0.0403 0.9601 0.2062
-9.500 -0.1839 0.15606 0.15007 -0.0425 0.9525 0.2119
-9.250 -0.1747 0.15408 0.14808 -0.0450 0.9463 0.2187
-9.000 -0.2060 0.15583 0.14991 -0.0449 0.9400 0.2227
-8.750 -0.1761 0.15027 0.14433 -0.0485 0.9336 0.2261
-8.500 -0.1585 0.14714 0.14121 -0.0482 0.9254 0.2306
-8.250 -0.1512 0.14518 0.13926 -0.0497 0.9185 0.2375
-8.000 -0.1901 0.14753 0.14168 -0.0511 0.9141 0.2429
-7.750 -0.1917 0.14457 0.13879 -0.0487 0.9061 0.2448
-7.500 -0.1335 0.13849 0.13262 -0.0525 0.8982 0.2536
-7.250 -0.1514 0.13843 0.13262 -0.0502 0.8907 0.2600
-7.000 -0.2023 0.14078 0.13510 -0.0473 0.8853 0.2635
-6.750 -0.1229 0.13274 0.12694 -0.0537 0.8777 0.2751
-6.500 -0.1517 0.13323 0.12753 -0.0482 0.8690 0.2789
-6.250 -0.2002 0.13501 0.12942 -0.0451 0.8640 0.2846
-6.000 -0.1552 0.12956 0.12393 -0.0479 0.8558 0.2926
-5.750 -0.1663 0.12893 0.12337 -0.0444 0.8478 0.2984
-5.500 -0.2092 0.12993 0.12446 -0.0406 0.8432 0.3060
-5.250 -0.2025 0.12689 0.12144 -0.0408 0.8366 0.3124
-5.000 -0.2048 0.12583 0.12043 -0.0370 0.8290 0.3178
-4.750 -0.2310 0.12570 0.12037 -0.0340 0.8249 0.3267
-4.500 -0.2056 0.12215 0.11679 -0.0362 0.8174 0.3398
-4.250 -0.2353 0.12231 0.11705 -0.0307 0.8127 0.3440
-4.000 -0.3049 0.12461 0.11945 -0.0301 0.8231 0.3542
-3.750 -0.2744 0.12082 0.11571 -0.0253 0.8117 0.3610
-3.500 -0.3042 0.12213 0.11716 -0.0210 0.8369 0.3639
-3.250 -0.2817 0.11915 0.11414 -0.0219 0.8173 0.3875
-2.250 -0.2878 0.10007 0.09409 -0.0593 0.8776 0.2412
-2.000 -0.2976 0.09885 0.09309 -0.0536 0.8676 0.2506
-1.750 -0.2897 0.10272 0.09725 -0.0473 0.8602 0.3128
-1.500 -0.1813 0.08785 0.08026 -0.0788 0.8579 0.2079
-1.250 -0.1778 0.08630 0.07866 -0.0770 0.8474 0.2105
-1.000 -0.1344 0.08636 0.07832 -0.0817 0.8406 0.2166
-0.750 -0.1157 0.08587 0.07738 -0.0827 0.8351 0.2214
-0.500 -0.0940 0.08536 0.07672 -0.0836 0.8248 0.2270
-0.250 -0.0531 0.08693 0.07810 -0.0871 0.8196 0.2375
0.000 -0.0458 0.08668 0.07750 -0.0860 0.8133 0.2427
0.250 -0.0233 0.08696 0.07784 -0.0866 0.8033 0.2512
0.500 0.0243 0.08933 0.07983 -0.0909 0.7983 0.2656
0.750 0.0178 0.08868 0.07925 -0.0878 0.7911 0.2702
1.000 0.0435 0.08962 0.08000 -0.0888 0.7822 0.2834
1.250 0.0881 0.09234 0.08264 -0.0923 0.7773 0.3051
1.500 0.0802 0.09165 0.08196 -0.0891 0.7688 0.3122
1.750 0.1068 0.09288 0.08321 -0.0900 0.7606 0.3363
2.000 0.1510 0.09607 0.08636 -0.0932 0.7563 0.3784
2.250 0.1396 0.09538 0.08580 -0.0896 0.7474 0.3905
2.500 0.1682 0.09701 0.08761 -0.0907 0.7392 0.4359
2.750 0.2120 0.10049 0.09160 -0.0936 0.7352 0.5270
3.000 0.1948 0.09927 0.09067 -0.0894 0.7259 0.5682
3.250 0.2151 0.09915 0.09144 -0.0876 0.7180 1.0000
3.500 0.2527 0.10352 0.09526 -0.0904 0.7138 1.0000
3.750 0.2399 0.10262 0.09427 -0.0870 0.7019 1.0000
4.000 0.2752 0.10611 0.09744 -0.0892 0.6959 1.0000
4.250 0.2729 0.10717 0.09839 -0.0874 0.6887 1.0000
4.500 0.2922 0.10908 0.10011 -0.0877 0.6788 1.0000
4.750 0.3344 0.11392 0.10468 -0.0906 0.6743 1.0000
5.000 0.3143 0.11303 0.10380 -0.0871 0.6643 1.0000
5.250 0.3431 0.11601 0.10658 -0.0884 0.6568 1.0000
5.500 0.3620 0.11934 0.10978 -0.0891 0.6524 1.0000
5.750 0.3587 0.11952 0.10992 -0.0873 0.6411 1.0000
6.000 0.3923 0.12336 0.11359 -0.0891 0.6354 1.0000
6.250 0.3864 0.12437 0.11456 -0.0875 0.6284 1.0000
6.500 0.4027 0.12635 0.11646 -0.0876 0.6190 1.0000
6.750 0.4398 0.13109 0.12105 -0.0898 0.6145 1.0000
7.000 0.4226 0.13081 0.12078 -0.0875 0.6064 1.0000
7.250 0.4431 0.13331 0.12318 -0.0880 0.5982 1.0000
7.500 0.4839 0.13893 0.12867 -0.0905 0.5941 1.0000
7.750 0.4596 0.13753 0.12729 -0.0877 0.5851 1.0000
8.000 0.4810 0.14028 0.12997 -0.0884 0.5781 1.0000
8.250 0.5207 0.14613 0.13571 -0.0907 0.5744 1.0000
8.500 0.4961 0.14438 0.13398 -0.0883 0.5650 1.0000
8.750 0.5182 0.14728 0.13682 -0.0890 0.5582 1.0000
9.000 0.5549 0.15311 0.14256 -0.0910 0.5549 1.0000
9.250 0.5315 0.15136 0.14083 -0.0891 0.5465 1.0000
9.500 0.5517 0.15408 0.14350 -0.0897 0.5394 1.0000
9.750 0.5883 0.15997 0.14932 -0.0915 0.5358 1.0000
10.000 0.5669 0.15832 0.14770 -0.0901 0.5282 1.0000
10.250 0.5836 0.16077 0.15011 -0.0906 0.5213 1.0000
10.500 0.6148 0.16578 0.15507 -0.0919 0.5174 1.0000
10.750 0.6029 0.16548 0.15477 -0.0914 0.5111 1.0000
11.000 0.6162 0.16749 0.15676 -0.0918 0.5034 1.0000
11.250 0.6425 0.17173 0.16096 -0.0928 0.4993 1.0000
11.500 0.6478 0.17408 0.16330 -0.0933 0.4961 1.0000
11.750 0.6469 0.17421 0.16343 -0.0933 0.4875 1.0000
12.000 0.6685 0.17750 0.16671 -0.0941 0.4821 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)