GOE 394 AIRFOIL (goe394-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 394 AIRFOIL (goe394-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.49 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe394-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe394-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2961 0.11020 0.10357 -0.0258 1.0000 0.0834
-8.000 -0.2977 0.10942 0.10291 -0.0278 1.0000 0.0841
-7.750 -0.2990 0.10876 0.10240 -0.0304 1.0000 0.0845
-7.500 -0.2854 0.10219 0.09584 -0.0272 1.0000 0.0867
-7.250 -0.2827 0.09966 0.09340 -0.0263 1.0000 0.0889
-7.000 -0.2869 0.09816 0.09202 -0.0251 1.0000 0.0905
-6.750 -0.2959 0.09719 0.09116 -0.0232 1.0000 0.0916
-6.500 -0.3060 0.09636 0.09042 -0.0212 1.0000 0.0927
-6.250 -0.3070 0.09493 0.08904 -0.0221 0.9979 0.0943
-6.000 -0.2777 0.09216 0.08619 -0.0330 0.9879 0.0963
-5.750 -0.2520 0.08835 0.08234 -0.0403 0.9804 0.0973
-5.500 -0.2396 0.08368 0.07765 -0.0378 0.9765 0.1011
-5.250 -0.2146 0.08044 0.07435 -0.0433 0.9694 0.1061
-5.000 -0.1706 0.07736 0.07107 -0.0565 0.9627 0.1092
-4.750 -0.1416 0.07389 0.06749 -0.0629 0.9559 0.1098
-4.500 -0.1294 0.06975 0.06339 -0.0608 0.9518 0.1128
-4.250 -0.0800 0.06737 0.06071 -0.0733 0.9456 0.1229
-4.000 -0.0641 0.06348 0.05684 -0.0730 0.9405 0.1246
-3.500 0.0287 0.05349 0.04618 -0.0902 0.9320 0.0841
-3.250 0.0523 0.05120 0.04387 -0.0915 0.9261 0.0874
-3.000 0.0940 0.04828 0.04073 -0.0969 0.9214 0.0903
-2.750 0.1512 0.04358 0.03537 -0.1062 0.9154 0.0845
-2.500 0.1908 0.04075 0.03227 -0.1101 0.9084 0.0840
-2.250 0.2351 0.03782 0.02893 -0.1147 0.9021 0.0840
-2.000 0.2728 0.03541 0.02610 -0.1175 0.8941 0.0849
-1.750 0.3086 0.03410 0.02468 -0.1196 0.8878 0.0891
-1.500 0.3431 0.03251 0.02259 -0.1213 0.8797 0.0958
-1.250 0.3821 0.03089 0.02067 -0.1236 0.8744 0.0999
-1.000 0.4107 0.02979 0.01926 -0.1240 0.8656 0.1044
-0.750 0.4488 0.02837 0.01742 -0.1255 0.8599 0.1125
-0.500 0.4759 0.02772 0.01656 -0.1255 0.8508 0.1256
-0.250 0.5105 0.02714 0.01584 -0.1264 0.8444 0.1478
0.000 0.5376 0.02688 0.01543 -0.1263 0.8346 0.1690
0.250 0.5692 0.02644 0.01477 -0.1265 0.8266 0.1817
0.500 0.5990 0.02607 0.01434 -0.1264 0.8178 0.1927
0.750 0.6269 0.02584 0.01401 -0.1260 0.8080 0.2003
1.000 0.6585 0.02545 0.01355 -0.1258 0.8002 0.2063
1.250 0.6839 0.02539 0.01344 -0.1250 0.7888 0.2127
1.500 0.7105 0.02526 0.01336 -0.1244 0.7783 0.2234
1.750 0.7403 0.02496 0.01310 -0.1238 0.7696 0.2353
2.000 0.7649 0.02495 0.01319 -0.1229 0.7572 0.2467
2.250 0.7904 0.02490 0.01326 -0.1221 0.7451 0.2652
2.500 0.8166 0.02467 0.01336 -0.1213 0.7335 0.3185
3.000 0.8678 0.02391 0.01337 -0.1191 0.7098 1.0000
3.250 0.8920 0.02421 0.01361 -0.1180 0.6959 1.0000
3.500 0.9161 0.02450 0.01389 -0.1170 0.6818 1.0000
3.750 0.9399 0.02481 0.01420 -0.1160 0.6675 1.0000
4.000 0.9636 0.02512 0.01453 -0.1149 0.6530 1.0000
4.250 0.9872 0.02543 0.01489 -0.1139 0.6385 1.0000
4.500 1.0107 0.02575 0.01529 -0.1129 0.6243 1.0000
4.750 1.0344 0.02605 0.01566 -0.1119 0.6103 1.0000
5.000 1.0583 0.02635 0.01604 -0.1110 0.5969 1.0000
5.250 1.0827 0.02660 0.01640 -0.1100 0.5841 1.0000
5.500 1.1077 0.02682 0.01671 -0.1090 0.5720 1.0000
5.750 1.1329 0.02695 0.01691 -0.1079 0.5590 1.0000
6.000 1.1575 0.02705 0.01707 -0.1066 0.5437 1.0000
6.250 1.1813 0.02713 0.01721 -0.1051 0.5252 1.0000
6.500 1.2054 0.02714 0.01719 -0.1035 0.5045 1.0000
6.750 1.2265 0.02757 0.01766 -0.1019 0.4829 1.0000
7.000 1.2477 0.02811 0.01830 -0.1005 0.4639 1.0000
7.250 1.2690 0.02871 0.01908 -0.0992 0.4462 1.0000
7.500 1.2896 0.02933 0.01981 -0.0977 0.4277 1.0000
7.750 1.3075 0.03009 0.02077 -0.0961 0.4072 1.0000
8.000 1.3242 0.03086 0.02173 -0.0943 0.3847 1.0000
8.250 1.3382 0.03172 0.02277 -0.0922 0.3588 1.0000
8.500 1.3493 0.03268 0.02385 -0.0899 0.3284 1.0000
8.750 1.3551 0.03384 0.02504 -0.0871 0.2900 1.0000
9.000 1.3561 0.03541 0.02644 -0.0841 0.2457 1.0000
9.250 1.3528 0.03742 0.02815 -0.0810 0.2045 1.0000
9.500 1.3484 0.03984 0.03031 -0.0783 0.1712 1.0000
9.750 1.3433 0.04262 0.03287 -0.0761 0.1461 1.0000
10.000 1.3388 0.04560 0.03578 -0.0743 0.1255 1.0000
10.250 1.3333 0.04884 0.03899 -0.0726 0.1091 1.0000
10.500 1.3278 0.05224 0.04240 -0.0713 0.0945 1.0000
10.750 1.3231 0.05567 0.04588 -0.0701 0.0824 1.0000
11.000 1.3192 0.05911 0.04938 -0.0690 0.0737 1.0000
11.250 1.3156 0.06253 0.05284 -0.0681 0.0669 1.0000
11.500 1.3145 0.06579 0.05624 -0.0671 0.0609 1.0000
11.750 1.3126 0.06914 0.05974 -0.0665 0.0562 1.0000
12.000 1.3113 0.07246 0.06306 -0.0656 0.0530 1.0000
12.250 1.3163 0.07530 0.06619 -0.0642 0.0496 1.0000
12.500 1.3178 0.07850 0.06959 -0.0634 0.0468 1.0000
12.750 1.3172 0.08189 0.07304 -0.0630 0.0444 1.0000
13.000 1.3184 0.08524 0.07647 -0.0623 0.0423 1.0000
13.250 1.3173 0.08933 0.08094 -0.0621 0.0407 1.0000
13.500 1.3140 0.09381 0.08574 -0.0623 0.0396 1.0000
13.750 1.3073 0.09889 0.09110 -0.0631 0.0389 1.0000
14.000 1.2973 0.10461 0.09710 -0.0648 0.0385 1.0000
14.250 1.2844 0.11107 0.10382 -0.0673 0.0383 1.0000
14.500 1.2689 0.11842 0.11142 -0.0708 0.0382 1.0000
14.750 1.2507 0.12691 0.12016 -0.0755 0.0384 1.0000
15.000 1.2293 0.13693 0.13040 -0.0816 0.0388 1.0000
15.250 1.2066 0.14841 0.14204 -0.0889 0.0394 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 394 AIRFOIL (goe394-il)