GOE 397 AIRFOIL (goe397-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 397 AIRFOIL (goe397-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.84 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe397-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe397-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 397 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 -0.4127 0.10885 0.10186 -0.0140 1.0000 0.1179
-8.250 -0.4184 0.10826 0.10139 -0.0164 1.0000 0.1204
-8.000 -0.4261 0.10823 0.10150 -0.0203 1.0000 0.1211
-7.750 -0.4011 0.09993 0.09315 -0.0160 1.0000 0.1297
-7.500 -0.4060 0.09899 0.09233 -0.0188 1.0000 0.1339
-7.250 -0.3968 0.09447 0.08786 -0.0180 1.0000 0.1393
-7.000 -0.3930 0.09221 0.08562 -0.0200 1.0000 0.1467
-6.750 -0.3870 0.08865 0.08215 -0.0206 1.0000 0.1526
-6.500 -0.3818 0.08660 0.08014 -0.0235 1.0000 0.1614
-6.250 -0.3736 0.08250 0.07611 -0.0224 1.0000 0.1680
-6.000 -0.3674 0.08093 0.07458 -0.0279 1.0000 0.1772
-5.750 -0.3590 0.07688 0.07059 -0.0250 1.0000 0.1880
-5.500 -0.3513 0.07355 0.06732 -0.0247 1.0000 0.1974
-5.250 -0.3436 0.07059 0.06441 -0.0252 1.0000 0.2103
-5.000 -0.3357 0.06770 0.06157 -0.0252 1.0000 0.2253
-4.750 -0.3268 0.06559 0.05946 -0.0275 1.0000 0.2479
-4.500 -0.3232 0.06224 0.05622 -0.0232 1.0000 0.2686
-4.250 -0.3192 0.05965 0.05370 -0.0211 1.0000 0.2971
-4.000 -0.3156 0.05748 0.05154 -0.0198 1.0000 0.3330
-3.500 -0.3179 0.05220 0.04649 -0.0097 1.0000 0.4085
-3.250 -0.3241 0.04990 0.04432 -0.0031 1.0000 0.4618
-3.000 -0.3296 0.04780 0.04232 0.0033 1.0000 0.5159
-2.750 -0.3351 0.04525 0.03990 0.0107 1.0000 0.5600
-2.500 -0.3388 0.04283 0.03760 0.0173 1.0000 0.6031
-2.250 -0.3401 0.04055 0.03539 0.0226 1.0000 0.6440
-2.000 -0.3413 0.03813 0.03306 0.0289 1.0000 0.6815
-1.750 -0.3323 0.03572 0.03068 0.0309 1.0000 0.7082
-1.500 -0.0617 0.03278 0.02429 -0.0426 1.0000 0.2292
-1.250 -0.0301 0.03115 0.02209 -0.0435 1.0000 0.2006
-1.000 -0.0025 0.02989 0.02035 -0.0437 1.0000 0.1881
-0.750 0.0239 0.02880 0.01878 -0.0435 1.0000 0.1750
-0.500 0.0486 0.02771 0.01742 -0.0433 1.0000 0.1683
-0.250 0.0727 0.02721 0.01639 -0.0427 1.0000 0.1626
0.000 0.0948 0.02651 0.01550 -0.0421 1.0000 0.1615
0.250 0.1183 0.02605 0.01480 -0.0418 1.0000 0.1615
0.500 0.1438 0.02569 0.01423 -0.0418 1.0000 0.1643
0.750 0.1678 0.02549 0.01392 -0.0418 1.0000 0.1762
1.000 0.1917 0.02527 0.01369 -0.0418 1.0000 0.1875
1.250 0.2150 0.02518 0.01361 -0.0417 1.0000 0.1999
1.500 0.2409 0.02514 0.01368 -0.0423 0.9992 0.2264
1.750 0.2956 0.02367 0.01353 -0.0476 0.9873 1.0000
2.000 0.3431 0.02475 0.01427 -0.0525 0.9729 1.0000
2.250 0.3885 0.02577 0.01512 -0.0570 0.9581 1.0000
2.500 0.4335 0.02673 0.01602 -0.0613 0.9429 1.0000
2.750 0.4786 0.02765 0.01693 -0.0654 0.9275 1.0000
3.000 0.5155 0.02848 0.01783 -0.0680 0.9106 1.0000
3.250 0.5523 0.02931 0.01874 -0.0705 0.8934 1.0000
3.500 0.5918 0.03013 0.01968 -0.0732 0.8759 1.0000
3.750 0.6345 0.03089 0.02067 -0.0762 0.8589 1.0000
4.000 0.6739 0.03164 0.02162 -0.0785 0.8416 1.0000
4.250 0.7021 0.03256 0.02274 -0.0791 0.8228 1.0000
4.500 0.7386 0.03334 0.02378 -0.0807 0.8052 1.0000
4.750 0.7769 0.03403 0.02485 -0.0823 0.7885 1.0000
5.000 0.8337 0.03235 0.02364 -0.0821 0.7558 1.0000
5.250 0.8937 0.02661 0.01833 -0.0747 0.6942 1.0000
5.500 0.9216 0.02359 0.01559 -0.0672 0.6358 1.0000
5.750 0.9270 0.02164 0.01351 -0.0572 0.4929 1.0000
6.000 0.9180 0.02461 0.01405 -0.0497 0.2301 1.0000
6.250 0.9283 0.02743 0.01615 -0.0470 0.1775 1.0000
6.500 0.9491 0.03015 0.01848 -0.0453 0.1466 1.0000
6.750 0.9803 0.03285 0.02114 -0.0445 0.1263 1.0000
7.000 1.0123 0.03593 0.02433 -0.0440 0.1147 1.0000
7.250 1.0411 0.03905 0.02774 -0.0432 0.1086 1.0000
7.500 1.0639 0.04255 0.03154 -0.0422 0.1025 1.0000
7.750 1.0832 0.04593 0.03551 -0.0405 0.1003 1.0000
8.000 1.1009 0.04998 0.04008 -0.0388 0.1011 1.0000
8.250 1.1156 0.05446 0.04501 -0.0372 0.1029 1.0000
8.500 1.1323 0.05983 0.05062 -0.0363 0.1051 1.0000
8.750 1.1216 0.06349 0.05544 -0.0330 0.1117 1.0000
9.000 1.1225 0.06874 0.06105 -0.0317 0.1155 1.0000
9.250 1.1364 0.07503 0.06736 -0.0314 0.1182 1.0000
9.500 1.0936 0.07966 0.07277 -0.0299 0.1283 1.0000
9.750 1.0640 0.08522 0.07858 -0.0301 0.1363 1.0000
10.000 1.0286 0.09127 0.08468 -0.0321 0.1399 1.0000
10.250 1.0040 0.09920 0.09265 -0.0369 0.1485 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 397 AIRFOIL (goe397-il)