GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.28 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe390-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe390-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 0.0243 0.13908 0.13167 -0.0927 0.9183 0.1425
-11.500 0.0261 0.13682 0.12941 -0.0957 0.9119 0.1435
-11.250 0.0288 0.13435 0.12695 -0.0977 0.9035 0.1438
-11.000 0.0413 0.13079 0.12336 -0.1008 0.8986 0.1438
-10.500 0.0535 0.11928 0.11173 -0.1054 0.8843 0.1040
-10.250 0.0743 0.11568 0.10809 -0.1073 0.8800 0.1015
-10.000 0.0764 0.11314 0.10555 -0.1077 0.8711 0.1003
-9.750 0.0823 0.10992 0.10232 -0.1095 0.8647 0.0997
-9.500 0.0907 0.10624 0.09861 -0.1120 0.8602 0.0992
-9.250 0.0853 0.10390 0.09630 -0.1118 0.8502 0.0984
-8.750 0.0771 0.09547 0.08780 -0.1168 0.8382 0.0954
-8.500 0.0705 0.09344 0.08582 -0.1159 0.8281 0.0950
-8.250 0.0710 0.08985 0.08222 -0.1175 0.8222 0.0948
-8.000 0.0599 0.08690 0.07928 -0.1177 0.8139 0.0948
-7.750 0.0408 0.08407 0.07649 -0.1171 0.8041 0.0949
-7.500 0.0229 0.07892 0.07128 -0.1201 0.7981 0.0952
-7.250 -0.0114 0.07669 0.06909 -0.1175 0.7850 0.0951
-7.000 -0.0379 0.07017 0.06234 -0.1203 0.7782 0.0954
-6.750 -0.0703 0.06709 0.05911 -0.1176 0.7669 0.0956
-6.500 -0.0643 0.06515 0.05710 -0.1168 0.7598 0.0968
-6.250 -0.0506 0.06174 0.05346 -0.1182 0.7555 0.0983
-6.000 -0.0691 0.06045 0.05205 -0.1141 0.7440 0.0988
-5.750 -0.0609 0.05724 0.04848 -0.1143 0.7378 0.1010
-5.500 -0.0406 0.05331 0.04400 -0.1162 0.7341 0.1046
-5.250 -0.0500 0.05360 0.04431 -0.1115 0.7225 0.1057
-5.000 -0.0278 0.05202 0.04251 -0.1116 0.7172 0.1088
-4.750 0.0031 0.04941 0.03943 -0.1133 0.7138 0.1136
-4.500 -0.0013 0.04982 0.03985 -0.1093 0.7027 0.1153
-4.250 0.0232 0.04847 0.03820 -0.1094 0.6972 0.1201
-4.000 0.0578 0.04714 0.03668 -0.1105 0.6938 0.1255
-3.750 0.0587 0.04742 0.03685 -0.1074 0.6833 0.1286
-3.500 0.0834 0.04652 0.03570 -0.1073 0.6774 0.1343
-3.250 0.1188 0.04538 0.03436 -0.1082 0.6740 0.1412
-3.000 0.1252 0.04570 0.03455 -0.1059 0.6643 0.1455
-2.750 0.1471 0.04540 0.03421 -0.1052 0.6576 0.1512
-2.500 0.1824 0.04432 0.03291 -0.1059 0.6541 0.1594
-2.250 0.1986 0.04444 0.03300 -0.1046 0.6467 0.1655
-2.000 0.2125 0.04470 0.03311 -0.1032 0.6378 0.1721
-1.750 0.2459 0.04391 0.03230 -0.1036 0.6342 0.1818
-1.500 0.2845 0.04285 0.03118 -0.1045 0.6317 0.1937
-1.250 0.2764 0.04475 0.03308 -0.1010 0.6179 0.1989
-1.000 0.3088 0.04409 0.03239 -0.1012 0.6142 0.2132
-0.750 0.3463 0.04322 0.03146 -0.1020 0.6116 0.2317
-0.500 0.3377 0.04562 0.03386 -0.0990 0.5981 0.2393
-0.250 0.3685 0.04520 0.03342 -0.0991 0.5941 0.2594
0.000 0.4046 0.04444 0.03265 -0.0996 0.5915 0.2843
0.500 0.4228 0.04692 0.03529 -0.0968 0.5740 0.3255
0.750 0.4562 0.04620 0.03478 -0.0971 0.5715 0.3749
1.000 0.4906 0.04524 0.03421 -0.0972 0.5694 0.4498
1.500 0.4959 0.04805 0.03780 -0.0926 0.5519 0.6231
1.750 0.5263 0.04665 0.03689 -0.0908 0.5497 1.0000
2.250 0.5315 0.05124 0.04119 -0.0881 0.5322 1.0000
3.250 0.5480 0.06064 0.05013 -0.0840 0.5012 1.0000
3.500 0.5711 0.06129 0.05060 -0.0837 0.4972 1.0000
3.750 0.5999 0.06139 0.05051 -0.0836 0.4946 1.0000
4.250 0.5997 0.06717 0.05618 -0.0816 0.4791 1.0000
4.500 0.6276 0.06735 0.05620 -0.0814 0.4764 1.0000
4.750 0.6583 0.06721 0.05590 -0.0813 0.4744 1.0000
5.250 0.6517 0.07381 0.06246 -0.0795 0.4583 1.0000
5.500 0.6815 0.07375 0.06226 -0.0793 0.4562 1.0000
5.750 0.6502 0.08002 0.06863 -0.0781 0.4436 1.0000
6.000 0.6733 0.08066 0.06917 -0.0777 0.4402 1.0000
6.250 0.7021 0.08069 0.06908 -0.0775 0.4380 1.0000
6.750 0.6933 0.08780 0.07620 -0.0762 0.4222 1.0000
7.000 0.7200 0.08802 0.07632 -0.0759 0.4196 1.0000
7.500 0.7122 0.09520 0.08353 -0.0750 0.4042 1.0000
7.750 0.7360 0.09571 0.08396 -0.0747 0.4013 1.0000
8.000 0.7647 0.09566 0.08382 -0.0743 0.3994 1.0000
8.250 0.7304 0.10282 0.09111 -0.0742 0.3867 1.0000
8.500 0.7506 0.10373 0.09197 -0.0738 0.3833 1.0000
8.750 0.7766 0.10396 0.09212 -0.0735 0.3811 1.0000
9.000 0.7479 0.11067 0.09894 -0.0737 0.3697 1.0000
9.250 0.7651 0.11193 0.10016 -0.0735 0.3658 1.0000
9.500 0.7881 0.11249 0.10067 -0.0731 0.3633 1.0000
10.000 0.7788 0.12042 0.10867 -0.0736 0.3491 1.0000
10.250 0.7994 0.12125 0.10946 -0.0733 0.3462 1.0000
10.500 0.8237 0.12161 0.10977 -0.0729 0.3443 1.0000
10.750 0.7930 0.12907 0.11735 -0.0743 0.3337 1.0000
11.000 0.8094 0.13042 0.11868 -0.0742 0.3302 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)