GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.08 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe395-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe395-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2763 0.12748 0.12104 -0.0366 1.0000 0.0704
-9.000 -0.2933 0.12838 0.12208 -0.0333 1.0000 0.0705
-8.750 -0.3123 0.12933 0.12315 -0.0296 1.0000 0.0706
-8.500 -0.2942 0.12257 0.11639 -0.0310 0.9962 0.0714
-8.250 -0.2753 0.11642 0.11017 -0.0317 0.9928 0.0734
-8.000 -0.2606 0.11279 0.10652 -0.0342 0.9868 0.0754
-7.750 -0.2481 0.10984 0.10355 -0.0369 0.9800 0.0781
-7.500 -0.2373 0.10765 0.10136 -0.0404 0.9728 0.0817
-7.250 -0.2250 0.10707 0.10078 -0.0475 0.9636 0.0841
-7.000 -0.2124 0.10668 0.10038 -0.0551 0.9547 0.0847
-6.750 -0.1998 0.10048 0.09421 -0.0534 0.9524 0.0859
-6.500 -0.1835 0.09588 0.08957 -0.0537 0.9498 0.0882
-6.250 -0.1739 0.09325 0.08693 -0.0547 0.9439 0.0904
-6.000 -0.1587 0.09063 0.08427 -0.0578 0.9387 0.0943
-5.750 -0.1304 0.08992 0.08347 -0.0696 0.9326 0.0992
-5.500 -0.1220 0.08673 0.08031 -0.0700 0.9278 0.1004
-5.250 -0.1126 0.08294 0.07651 -0.0681 0.9246 0.1028
-5.000 -0.0924 0.07988 0.07340 -0.0709 0.9213 0.1062
-4.750 -0.0716 0.07748 0.07094 -0.0751 0.9170 0.1105
-4.500 -0.0415 0.07573 0.06909 -0.0842 0.9116 0.1146
-4.000 0.0216 0.07031 0.06339 -0.0956 0.9056 0.1285
-3.750 0.0318 0.06693 0.06005 -0.0941 0.9022 0.1299
-3.500 0.0430 0.06459 0.05771 -0.0933 0.8980 0.1324
-3.250 0.0707 0.06208 0.05510 -0.0967 0.8946 0.1367
-2.750 0.1856 0.05338 0.04569 -0.1189 0.8900 0.1009
-2.500 0.2077 0.05120 0.04341 -0.1199 0.8856 0.0946
-2.250 0.2500 0.04817 0.04012 -0.1258 0.8812 0.0903
-2.000 0.3064 0.04455 0.03605 -0.1342 0.8780 0.0874
-1.750 0.3519 0.04253 0.03378 -0.1390 0.8750 0.0918
-1.500 0.3851 0.04084 0.03177 -0.1417 0.8687 0.0957
-1.250 0.4301 0.03861 0.02909 -0.1462 0.8645 0.0967
-1.000 0.4791 0.03637 0.02622 -0.1509 0.8615 0.0988
-0.750 0.5100 0.03531 0.02493 -0.1521 0.8562 0.1018
-0.500 0.5408 0.03464 0.02407 -0.1531 0.8505 0.1090
-0.250 0.5793 0.03381 0.02299 -0.1552 0.8466 0.1213
0.000 0.6077 0.03327 0.02212 -0.1555 0.8400 0.1305
0.250 0.6397 0.03295 0.02164 -0.1563 0.8342 0.1464
0.500 0.6784 0.03236 0.02081 -0.1578 0.8303 0.1615
0.750 0.6991 0.03249 0.02076 -0.1567 0.8213 0.1724
1.000 0.7350 0.03198 0.02016 -0.1576 0.8165 0.1820
1.250 0.7567 0.03212 0.02028 -0.1566 0.8074 0.1942
1.500 0.7906 0.03175 0.01986 -0.1570 0.8018 0.2063
1.750 0.8129 0.03190 0.02001 -0.1560 0.7924 0.2163
2.000 0.8459 0.03154 0.01974 -0.1562 0.7864 0.2334
2.250 0.8676 0.03169 0.02006 -0.1552 0.7762 0.2583
2.500 0.9015 0.03112 0.01986 -0.1555 0.7704 0.3177
2.750 0.9181 0.03056 0.02030 -0.1535 0.7591 1.0000
3.000 0.9440 0.03083 0.02039 -0.1526 0.7499 1.0000
3.250 0.9724 0.03092 0.02038 -0.1519 0.7415 1.0000
3.500 0.9934 0.03138 0.02082 -0.1506 0.7299 1.0000
3.750 1.0191 0.03157 0.02102 -0.1497 0.7203 1.0000
4.000 1.0461 0.03165 0.02112 -0.1488 0.7109 1.0000
4.250 1.0660 0.03213 0.02166 -0.1474 0.6980 1.0000
4.500 1.0870 0.03253 0.02215 -0.1460 0.6857 1.0000
4.750 1.1104 0.03276 0.02247 -0.1448 0.6743 1.0000
5.000 1.1375 0.03269 0.02249 -0.1439 0.6645 1.0000
5.250 1.1561 0.03317 0.02310 -0.1423 0.6506 1.0000
5.500 1.1750 0.03362 0.02370 -0.1407 0.6366 1.0000
5.750 1.1939 0.03404 0.02427 -0.1391 0.6227 1.0000
6.250 1.2369 0.03401 0.02453 -0.1357 0.5933 1.0000
6.500 1.2595 0.03359 0.02427 -0.1337 0.5756 1.0000
6.750 1.2831 0.03297 0.02376 -0.1316 0.5545 1.0000
7.000 1.3143 0.03188 0.02271 -0.1299 0.5341 1.0000
7.250 1.3378 0.03183 0.02275 -0.1282 0.5137 1.0000
7.500 1.3619 0.03189 0.02292 -0.1265 0.4933 1.0000
7.750 1.3843 0.03213 0.02320 -0.1248 0.4713 1.0000
8.000 1.3995 0.03281 0.02395 -0.1225 0.4449 1.0000
8.250 1.4106 0.03369 0.02487 -0.1198 0.4155 1.0000
8.500 1.4180 0.03475 0.02596 -0.1167 0.3855 1.0000
8.750 1.4226 0.03601 0.02728 -0.1136 0.3553 1.0000
9.000 1.4261 0.03748 0.02876 -0.1106 0.3244 1.0000
9.250 1.4278 0.03920 0.03044 -0.1077 0.2921 1.0000
9.500 1.4279 0.04121 0.03239 -0.1050 0.2585 1.0000
9.750 1.4267 0.04349 0.03455 -0.1025 0.2268 1.0000
10.000 1.4242 0.04604 0.03692 -0.1002 0.1994 1.0000
10.250 1.4195 0.04892 0.03958 -0.0981 0.1753 1.0000
10.500 1.4150 0.05197 0.04252 -0.0963 0.1520 1.0000
10.750 1.4093 0.05524 0.04566 -0.0947 0.1334 1.0000
11.000 1.4047 0.05853 0.04893 -0.0933 0.1163 1.0000
11.250 1.4004 0.06191 0.05235 -0.0920 0.1023 1.0000
11.750 1.3906 0.06910 0.05977 -0.0898 0.0773 1.0000
12.000 1.3862 0.07276 0.06352 -0.0888 0.0677 1.0000
12.250 1.3819 0.07644 0.06725 -0.0878 0.0615 1.0000
12.500 1.3797 0.07994 0.07086 -0.0868 0.0562 1.0000
12.750 1.3756 0.08362 0.07452 -0.0861 0.0526 1.0000
13.000 1.3782 0.08678 0.07798 -0.0850 0.0482 1.0000
13.250 1.3779 0.09027 0.08164 -0.0845 0.0449 1.0000
13.500 1.3772 0.09376 0.08521 -0.0841 0.0426 1.0000
13.750 1.3805 0.09689 0.08847 -0.0831 0.0409 1.0000
14.000 1.3813 0.10082 0.09278 -0.0826 0.0394 1.0000
14.250 1.3776 0.10548 0.09775 -0.0831 0.0381 1.0000
14.500 1.3709 0.11067 0.10323 -0.0843 0.0371 1.0000
14.750 1.3622 0.11635 0.10917 -0.0862 0.0363 1.0000
15.000 1.3520 0.12256 0.11562 -0.0887 0.0357 1.0000
15.250 1.3401 0.12947 0.12277 -0.0921 0.0353 1.0000
15.500 1.3255 0.13750 0.13104 -0.0965 0.0352 1.0000
15.750 1.3055 0.14776 0.14157 -0.1029 0.0358 1.0000
16.000 1.2794 0.16126 0.15530 -0.1118 0.0371 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)