GOE 394 AIRFOIL (goe394-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 394 AIRFOIL (goe394-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.39 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe394-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe394-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 394 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 -0.3216 0.11625 0.10945 -0.0190 1.0000 0.1119
-8.500 -0.3222 0.11600 0.10930 -0.0217 1.0000 0.1137
-8.250 -0.3277 0.11694 0.11039 -0.0250 1.0000 0.1143
-8.000 -0.3047 0.10801 0.10143 -0.0228 1.0000 0.1171
-7.750 -0.2959 0.10464 0.09808 -0.0229 1.0000 0.1204
-7.500 -0.2926 0.10253 0.09606 -0.0236 1.0000 0.1238
-7.250 -0.2947 0.10202 0.09569 -0.0256 1.0000 0.1267
-7.000 -0.3030 0.10330 0.09713 -0.0286 1.0000 0.1279
-6.750 -0.2980 0.09775 0.09166 -0.0245 1.0000 0.1303
-6.500 -0.3002 0.09535 0.08934 -0.0216 1.0000 0.1336
-6.250 -0.3082 0.09425 0.08832 -0.0196 1.0000 0.1363
-6.000 -0.3158 0.09352 0.08765 -0.0188 1.0000 0.1393
-5.750 -0.3191 0.09443 0.08860 -0.0229 1.0000 0.1421
-5.500 -0.3186 0.09114 0.08537 -0.0216 1.0000 0.1437
-5.250 -0.3179 0.08763 0.08190 -0.0181 1.0000 0.1466
-5.000 -0.3139 0.08531 0.07960 -0.0178 1.0000 0.1510
-4.750 -0.2931 0.08517 0.07937 -0.0278 1.0000 0.1577
-4.500 -0.2950 0.08064 0.07491 -0.0225 1.0000 0.1602
-4.250 -0.2867 0.07801 0.07227 -0.0221 1.0000 0.1678
-4.000 -0.2703 0.07538 0.06961 -0.0257 1.0000 0.1754
-3.750 -0.2433 0.07368 0.06778 -0.0324 1.0000 0.1879
-3.500 -0.2405 0.06988 0.06406 -0.0287 1.0000 0.1923
-3.000 -0.1923 0.06495 0.05897 -0.0367 1.0000 0.2184
-2.750 -0.1726 0.06228 0.05624 -0.0385 1.0000 0.2335
-2.500 -0.1570 0.05951 0.05349 -0.0385 1.0000 0.2507
-2.250 -0.1326 0.05732 0.05123 -0.0412 1.0000 0.2785
-2.000 -0.1110 0.05506 0.04895 -0.0427 1.0000 0.3079
-1.750 -0.0942 0.05257 0.04648 -0.0424 1.0000 0.3395
-1.500 -0.0787 0.05032 0.04425 -0.0417 1.0000 0.3847
-0.750 -0.0559 0.04262 0.03689 -0.0308 1.0000 0.5806
-0.500 -0.0435 0.03976 0.03412 -0.0283 1.0000 0.6390
-0.250 -0.0055 0.03750 0.03180 -0.0323 0.9973 0.6810
0.000 0.2618 0.03922 0.03067 -0.0929 0.9760 0.2311
0.250 0.3270 0.03747 0.02829 -0.1004 0.9641 0.2154
0.500 0.3851 0.03629 0.02673 -0.1065 0.9514 0.2286
0.750 0.4405 0.03548 0.02557 -0.1120 0.9379 0.2603
1.000 0.4907 0.03511 0.02493 -0.1164 0.9230 0.2937
1.250 0.5361 0.03503 0.02466 -0.1197 0.9071 0.3137
1.500 0.5784 0.03509 0.02461 -0.1224 0.8906 0.3286
1.750 0.6185 0.03522 0.02474 -0.1246 0.8740 0.3478
2.000 0.6575 0.03536 0.02493 -0.1265 0.8575 0.3658
2.250 0.6953 0.03545 0.02523 -0.1281 0.8416 0.3964
2.500 0.7283 0.03455 0.02560 -0.1288 0.8260 1.0000
2.750 0.7647 0.03527 0.02586 -0.1296 0.8103 1.0000
3.000 0.7962 0.03600 0.02635 -0.1298 0.7949 1.0000
3.250 0.8250 0.03675 0.02698 -0.1296 0.7797 1.0000
3.500 0.8515 0.03759 0.02779 -0.1293 0.7650 1.0000
3.750 0.8770 0.03846 0.02863 -0.1287 0.7506 1.0000
4.000 0.9013 0.03940 0.02958 -0.1281 0.7368 1.0000
4.250 0.9262 0.04029 0.03050 -0.1274 0.7236 1.0000
4.500 0.9620 0.04038 0.03067 -0.1271 0.7135 1.0000
4.750 0.9797 0.04172 0.03207 -0.1261 0.6994 1.0000
5.000 0.9962 0.04318 0.03362 -0.1250 0.6855 1.0000
5.250 1.0116 0.04477 0.03530 -0.1239 0.6718 1.0000
5.500 1.0272 0.04635 0.03701 -0.1229 0.6585 1.0000
5.750 1.0449 0.04770 0.03848 -0.1218 0.6454 1.0000
6.000 1.0692 0.04807 0.03899 -0.1202 0.6309 1.0000
6.250 1.1080 0.04605 0.03714 -0.1175 0.6134 1.0000
6.500 1.1575 0.04208 0.03339 -0.1138 0.5960 1.0000
6.750 1.1944 0.04002 0.03151 -0.1111 0.5802 1.0000
7.000 1.2141 0.04019 0.03193 -0.1089 0.5614 1.0000
7.250 1.2476 0.03853 0.03048 -0.1062 0.5423 1.0000
7.500 1.2881 0.03595 0.02801 -0.1032 0.5198 1.0000
7.750 1.3183 0.03474 0.02686 -0.1002 0.4895 1.0000
8.000 1.3428 0.03401 0.02612 -0.0967 0.4477 1.0000
8.250 1.3569 0.03373 0.02569 -0.0924 0.3943 1.0000
8.500 1.3640 0.03377 0.02544 -0.0880 0.3380 1.0000
8.750 1.3645 0.03476 0.02616 -0.0837 0.2840 1.0000
9.000 1.3617 0.03661 0.02759 -0.0796 0.2333 1.0000
9.250 1.3591 0.03935 0.02982 -0.0759 0.1878 1.0000
9.500 1.3672 0.04265 0.03257 -0.0732 0.1519 1.0000
10.000 1.4108 0.04948 0.03925 -0.0706 0.1139 1.0000
10.250 1.4304 0.05334 0.04344 -0.0693 0.1062 1.0000
10.500 1.4502 0.05706 0.04732 -0.0683 0.1000 1.0000
10.750 1.4593 0.06129 0.05187 -0.0666 0.0961 1.0000
11.000 1.4554 0.06500 0.05612 -0.0639 0.0938 1.0000
11.250 1.4490 0.06896 0.06053 -0.0613 0.0923 1.0000
11.500 1.4377 0.07308 0.06503 -0.0587 0.0916 1.0000
11.750 1.4199 0.07723 0.06951 -0.0560 0.0917 1.0000
12.000 1.3979 0.08173 0.07431 -0.0542 0.0921 1.0000
12.250 1.3730 0.08680 0.07965 -0.0535 0.0927 1.0000
12.500 1.3462 0.09257 0.08565 -0.0540 0.0935 1.0000
12.750 1.3185 0.09909 0.09237 -0.0556 0.0945 1.0000
13.000 1.2916 0.10633 0.09976 -0.0582 0.0955 1.0000
13.250 1.2679 0.11407 0.10761 -0.0615 0.0966 1.0000
13.500 1.2493 0.12202 0.11562 -0.0648 0.0974 1.0000
13.750 1.1306 0.15888 0.15236 -0.0948 0.1230 1.0000
14.000 1.1350 0.16484 0.15833 -0.0959 0.1249 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 394 AIRFOIL (goe394-il)