GOE 392 AIRFOIL (goe392-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 392 AIRFOIL (goe392-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.67 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe392-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe392-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 392 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3252 0.11605 0.10981 -0.0362 1.0000 0.1790
-8.500 -0.3116 0.11134 0.10514 -0.0344 1.0000 0.1896
-8.250 -0.3323 0.11181 0.10579 -0.0341 1.0000 0.1929
-8.000 -0.3184 0.10726 0.10126 -0.0322 1.0000 0.2044
-7.750 -0.3212 0.10478 0.09884 -0.0307 1.0000 0.2110
-7.500 -0.3323 0.10385 0.09804 -0.0287 1.0000 0.2191
-7.250 -0.3299 0.10087 0.09515 -0.0264 1.0000 0.2280
-7.000 -0.3540 0.10109 0.09556 -0.0234 1.0000 0.2332
-6.750 -0.3519 0.09816 0.09270 -0.0206 1.0000 0.2430
-6.500 -0.3801 0.09861 0.09333 -0.0171 1.0000 0.2470
-6.250 -0.3803 0.09592 0.09071 -0.0140 1.0000 0.2571
-6.000 -0.4100 0.09647 0.09144 -0.0130 1.0000 0.2619
-5.750 -0.4088 0.09366 0.08868 -0.0097 1.0000 0.2743
-5.500 -0.4112 0.09126 0.08636 -0.0068 1.0000 0.2856
-5.250 -0.4176 0.08924 0.08443 -0.0046 1.0000 0.2973
-5.000 -0.4242 0.08734 0.08261 -0.0027 1.0000 0.3092
-4.750 -0.4290 0.08524 0.08058 -0.0007 1.0000 0.3247
-4.500 -0.4335 0.08326 0.07866 0.0010 1.0000 0.3410
-4.250 -0.4407 0.08165 0.07712 0.0005 1.0000 0.3596
-4.000 -0.4382 0.07867 0.07420 0.0048 1.0000 0.3773
-3.750 -0.4410 0.07658 0.07217 0.0059 1.0000 0.4019
-3.500 -0.4418 0.07435 0.06999 0.0084 1.0000 0.4287
-2.250 -0.1891 0.04084 0.03283 -0.0595 1.0000 0.1294
-2.000 -0.1366 0.03818 0.02924 -0.0639 0.9921 0.1169
-1.750 -0.0846 0.03683 0.02679 -0.0676 0.9833 0.1110
-1.500 -0.0441 0.03529 0.02509 -0.0703 0.9737 0.1176
-1.250 -0.0036 0.03448 0.02391 -0.0724 0.9641 0.1261
-1.000 0.0419 0.03389 0.02304 -0.0753 0.9549 0.1383
-0.750 0.0866 0.03321 0.02257 -0.0788 0.9453 0.1845
-0.500 0.1234 0.03037 0.02242 -0.0793 0.9361 1.0000
-0.250 0.1604 0.03121 0.02246 -0.0815 0.9246 1.0000
0.000 0.1969 0.03205 0.02275 -0.0840 0.9133 1.0000
0.250 0.2339 0.03287 0.02313 -0.0866 0.9018 1.0000
0.500 0.2736 0.03368 0.02352 -0.0895 0.8908 1.0000
0.750 0.3035 0.03442 0.02399 -0.0908 0.8786 1.0000
1.000 0.3327 0.03519 0.02453 -0.0919 0.8664 1.0000
1.250 0.3614 0.03598 0.02512 -0.0930 0.8543 1.0000
1.500 0.3901 0.03678 0.02574 -0.0940 0.8423 1.0000
1.750 0.4193 0.03759 0.02641 -0.0950 0.8305 1.0000
2.000 0.4500 0.03839 0.02710 -0.0961 0.8192 1.0000
2.250 0.4861 0.03908 0.02770 -0.0980 0.8085 1.0000
2.500 0.5136 0.03990 0.02848 -0.0986 0.7969 1.0000
2.750 0.5336 0.04094 0.02948 -0.0982 0.7848 1.0000
3.000 0.5548 0.04197 0.03050 -0.0981 0.7730 1.0000
3.250 0.5768 0.04305 0.03157 -0.0980 0.7617 1.0000
3.500 0.6035 0.04402 0.03256 -0.0985 0.7511 1.0000
3.750 0.6385 0.04470 0.03333 -0.0998 0.7415 1.0000
4.000 0.6498 0.04621 0.03489 -0.0986 0.7297 1.0000
4.250 0.6618 0.04780 0.03652 -0.0976 0.7188 1.0000
4.500 0.6799 0.04924 0.03802 -0.0973 0.7090 1.0000
4.750 0.7128 0.05010 0.03901 -0.0983 0.7007 1.0000
5.000 0.7126 0.05240 0.04136 -0.0965 0.6902 1.0000
5.250 0.7235 0.05435 0.04348 -0.0957 0.6816 1.0000
5.500 0.7461 0.05584 0.04513 -0.0960 0.6744 1.0000
5.750 0.7424 0.05861 0.04796 -0.0944 0.6665 1.0000
6.000 0.7683 0.06009 0.04963 -0.0949 0.6602 1.0000
6.250 0.7600 0.06328 0.05288 -0.0933 0.6547 1.0000
6.500 0.7631 0.06602 0.05574 -0.0927 0.6505 1.0000
6.750 1.0439 0.02771 0.01761 -0.0770 0.3532 1.0000
7.000 1.0306 0.02983 0.01875 -0.0712 0.1928 1.0000
7.250 1.0116 0.03333 0.02131 -0.0664 0.1050 1.0000
7.500 1.0101 0.03575 0.02366 -0.0633 0.0924 1.0000
7.750 1.0104 0.03804 0.02607 -0.0607 0.0865 1.0000
8.250 1.0069 0.04314 0.03148 -0.0562 0.0810 1.0000
8.500 1.0064 0.04572 0.03426 -0.0543 0.0794 1.0000
8.750 1.0060 0.04837 0.03708 -0.0526 0.0780 1.0000
9.000 1.0078 0.05087 0.03971 -0.0509 0.0761 1.0000
9.250 1.0136 0.05304 0.04195 -0.0489 0.0738 1.0000
9.500 1.0529 0.05319 0.04200 -0.0456 0.0697 1.0000
9.750 1.3269 0.05983 0.04934 -0.0625 0.0834 1.0000
10.000 1.3211 0.06081 0.05115 -0.0570 0.0875 1.0000
10.250 1.3680 0.06761 0.05824 -0.0587 0.0959 1.0000
10.500 1.3456 0.06846 0.05988 -0.0522 0.0989 1.0000
10.750 1.3393 0.07220 0.06412 -0.0486 0.1035 1.0000
11.000 1.3482 0.07696 0.06923 -0.0469 0.1094 1.0000
11.250 1.3180 0.07921 0.07190 -0.0417 0.1111 1.0000
11.500 1.2887 0.08225 0.07525 -0.0378 0.1127 1.0000
11.750 1.2598 0.08607 0.07932 -0.0353 0.1139 1.0000
12.000 1.2313 0.09049 0.08395 -0.0342 0.1149 1.0000
12.250 1.2014 0.09554 0.08919 -0.0344 0.1154 1.0000
12.500 1.1688 0.10125 0.09505 -0.0359 0.1152 1.0000
12.750 1.1345 0.10790 0.10182 -0.0388 0.1143 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 392 AIRFOIL (goe392-il)