GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.43 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe395-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe395-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 395 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3010 0.12352 0.11726 -0.0290 1.0000 0.1045
-8.250 -0.3228 0.12495 0.11881 -0.0249 1.0000 0.1047
-8.000 -0.3430 0.12628 0.12026 -0.0218 1.0000 0.1048
-7.750 -0.3581 0.12754 0.12161 -0.0210 1.0000 0.1050
-7.500 -0.3279 0.11568 0.10968 -0.0180 1.0000 0.1086
-7.250 -0.3349 0.11421 0.10828 -0.0155 1.0000 0.1103
-7.000 -0.3428 0.11301 0.10713 -0.0133 1.0000 0.1121
-6.750 -0.3488 0.11173 0.10589 -0.0120 1.0000 0.1142
-6.500 -0.3542 0.11069 0.10490 -0.0116 1.0000 0.1165
-6.250 -0.3587 0.11053 0.10479 -0.0131 1.0000 0.1185
-6.000 -0.3572 0.11177 0.10606 -0.0191 1.0000 0.1195
-5.750 -0.3563 0.10550 0.09984 -0.0136 1.0000 0.1213
-5.500 -0.3534 0.10201 0.09637 -0.0111 1.0000 0.1249
-5.250 -0.3490 0.09982 0.09420 -0.0117 1.0000 0.1294
-5.000 -0.3268 0.10107 0.09536 -0.0243 1.0000 0.1342
-4.750 -0.3303 0.09540 0.08979 -0.0181 1.0000 0.1360
-4.500 -0.3252 0.09202 0.08642 -0.0163 1.0000 0.1395
-4.250 -0.3114 0.08963 0.08400 -0.0191 1.0000 0.1456
-4.000 -0.2882 0.08719 0.08152 -0.0259 1.0000 0.1502
-3.750 -0.2827 0.08368 0.07801 -0.0235 1.0000 0.1547
-3.500 -0.2514 0.08148 0.07571 -0.0318 1.0000 0.1648
-3.250 -0.2450 0.07807 0.07233 -0.0294 1.0000 0.1710
-3.000 -0.2155 0.07536 0.06954 -0.0356 1.0000 0.1808
-2.500 -0.1722 0.06977 0.06387 -0.0406 1.0000 0.2003
-2.250 -0.1283 0.06814 0.06203 -0.0497 1.0000 0.2219
-2.000 -0.1074 0.06524 0.05913 -0.0514 1.0000 0.2379
-1.750 -0.0882 0.06252 0.05640 -0.0522 1.0000 0.2544
-1.500 -0.0663 0.06018 0.05405 -0.0536 1.0000 0.2735
-1.250 -0.0295 0.05901 0.05272 -0.0593 1.0000 0.3116
-1.000 -0.0168 0.05615 0.04995 -0.0578 1.0000 0.3325
-0.750 0.0036 0.05428 0.04810 -0.0583 1.0000 0.3764
0.250 0.0495 0.04402 0.03822 -0.0475 1.0000 0.6582
0.500 0.0810 0.04196 0.03616 -0.0502 1.0000 0.7010
0.750 0.1314 0.04103 0.03513 -0.0581 0.9993 0.7171
1.000 0.4163 0.04510 0.03620 -0.1211 0.9710 0.2281
1.250 0.4786 0.04454 0.03511 -0.1282 0.9574 0.2342
1.500 0.5311 0.04435 0.03461 -0.1336 0.9436 0.2552
1.750 0.5781 0.04453 0.03448 -0.1376 0.9293 0.2784
2.000 0.6210 0.04486 0.03451 -0.1407 0.9147 0.2955
2.250 0.6603 0.04525 0.03483 -0.1432 0.9000 0.3169
2.500 0.6980 0.04572 0.03525 -0.1452 0.8851 0.3357
2.750 0.7338 0.04621 0.03586 -0.1469 0.8701 0.3711
3.000 0.7684 0.04660 0.03664 -0.1484 0.8553 0.4275
3.250 0.7970 0.04642 0.03712 -0.1486 0.8401 1.0000
3.500 0.8277 0.04755 0.03786 -0.1492 0.8247 1.0000
3.750 0.8556 0.04871 0.03887 -0.1495 0.8093 1.0000
4.000 0.8823 0.04986 0.03998 -0.1496 0.7940 1.0000
4.250 0.9070 0.05107 0.04117 -0.1495 0.7791 1.0000
4.500 0.9307 0.05230 0.04240 -0.1492 0.7642 1.0000
4.750 0.9525 0.05360 0.04374 -0.1487 0.7496 1.0000
5.000 0.9736 0.05494 0.04515 -0.1481 0.7353 1.0000
5.250 0.9938 0.05632 0.04659 -0.1475 0.7213 1.0000
5.500 1.0145 0.05767 0.04802 -0.1468 0.7077 1.0000
5.750 1.0376 0.05888 0.04933 -0.1463 0.6947 1.0000
6.000 1.0732 0.05929 0.04991 -0.1465 0.6831 1.0000
6.250 1.0952 0.06021 0.05096 -0.1454 0.6688 1.0000
6.500 1.1038 0.06154 0.05239 -0.1431 0.6502 1.0000
6.750 1.1384 0.06019 0.05122 -0.1411 0.6296 1.0000
7.000 1.1996 0.05580 0.04716 -0.1392 0.6119 1.0000
7.250 1.2427 0.05321 0.04485 -0.1371 0.5971 1.0000
7.500 1.2960 0.04895 0.04098 -0.1346 0.5823 1.0000
7.750 1.3174 0.04800 0.04027 -0.1314 0.5613 1.0000
8.000 1.4019 0.03867 0.03135 -0.1280 0.5320 1.0000
8.250 1.4499 0.03463 0.02724 -0.1244 0.4830 1.0000
8.500 1.4674 0.03458 0.02694 -0.1202 0.4247 1.0000
8.750 1.4746 0.03572 0.02771 -0.1156 0.3648 1.0000
9.000 1.4794 0.03729 0.02881 -0.1114 0.3134 1.0000
9.250 1.4770 0.03912 0.03044 -0.1071 0.2727 1.0000
9.500 1.4712 0.04105 0.03209 -0.1028 0.2384 1.0000
9.750 1.4636 0.04319 0.03399 -0.0986 0.2090 1.0000
10.000 1.4638 0.04590 0.03643 -0.0953 0.1774 1.0000
10.250 1.4819 0.04963 0.03961 -0.0935 0.1402 1.0000
10.500 1.5237 0.05441 0.04412 -0.0943 0.1138 1.0000
10.750 1.5317 0.05759 0.04777 -0.0918 0.1053 1.0000
11.000 1.5476 0.06155 0.05192 -0.0905 0.0979 1.0000
11.250 1.5506 0.06537 0.05628 -0.0878 0.0946 1.0000
11.500 1.5532 0.06935 0.06064 -0.0854 0.0922 1.0000
11.750 1.5618 0.07357 0.06505 -0.0838 0.0894 1.0000
12.000 1.5663 0.07877 0.07038 -0.0824 0.0871 1.0000
12.250 1.5473 0.08247 0.07445 -0.0788 0.0869 1.0000
12.500 1.5268 0.08654 0.07885 -0.0760 0.0868 1.0000
12.750 1.5054 0.09104 0.08364 -0.0739 0.0868 1.0000
13.000 1.4835 0.09599 0.08885 -0.0727 0.0869 1.0000
13.250 1.4613 0.10138 0.09448 -0.0722 0.0872 1.0000
13.500 1.3657 0.11259 0.10634 -0.0777 0.0954 1.0000
13.750 1.3336 0.12139 0.11529 -0.0818 0.0971 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)