GOE 398 AIRFOIL (goe398-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 398 AIRFOIL (goe398-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.6 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe398-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe398-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 398 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2721 0.11564 0.10888 -0.0306 1.0000 0.2377
-9.250 -0.2821 0.11458 0.10793 -0.0288 1.0000 0.2448
-9.000 -0.3231 0.11662 0.11019 -0.0266 1.0000 0.2483
-8.750 -0.2981 0.11104 0.10461 -0.0245 1.0000 0.2538
-8.500 -0.3035 0.10958 0.10324 -0.0218 1.0000 0.2609
-8.250 -0.3415 0.11087 0.10471 -0.0189 1.0000 0.2659
-8.000 -0.3322 0.10716 0.10105 -0.0166 1.0000 0.2716
-7.750 -0.3389 0.10584 0.09981 -0.0138 1.0000 0.2802
-7.500 -0.3816 0.10705 0.10120 -0.0105 1.0000 0.2843
-7.250 -0.3599 0.10280 0.09695 -0.0085 1.0000 0.2938
-7.000 -0.3907 0.10292 0.09720 -0.0051 1.0000 0.3011
-6.750 -0.4410 0.10397 0.09844 -0.0013 1.0000 0.3031
-6.500 -0.4100 0.09950 0.09395 0.0006 1.0000 0.3177
-6.250 -0.4684 0.10064 0.09526 0.0031 1.0000 0.3216
-6.000 -0.4363 0.09630 0.09091 0.0067 1.0000 0.3345
-5.750 -0.4567 0.09461 0.08932 0.0090 1.0000 0.3437
-5.500 -0.4846 0.09408 0.08887 0.0103 1.0000 0.3580
-5.250 -0.4643 0.09044 0.08526 0.0142 1.0000 0.3679
-5.000 -0.4755 0.08842 0.08332 0.0165 1.0000 0.3824
-4.750 -0.4836 0.08645 0.08141 0.0191 1.0000 0.3998
-4.500 -0.4848 0.08437 0.07938 0.0224 1.0000 0.4199
-4.250 -0.4854 0.08250 0.07756 0.0261 1.0000 0.4437
-4.000 -0.4480 0.05894 0.05212 -0.0224 1.0000 0.1960
-3.750 -0.4276 0.05362 0.04601 -0.0247 1.0000 0.1776
-3.500 -0.4126 0.05107 0.04331 -0.0242 1.0000 0.1750
-3.250 -0.3658 0.04818 0.03976 -0.0295 0.9877 0.1753
-3.000 -0.3242 0.04600 0.03689 -0.0331 0.9759 0.1765
-2.750 -0.2860 0.04437 0.03505 -0.0359 0.9637 0.1807
-2.500 -0.2483 0.04344 0.03383 -0.0382 0.9515 0.1890
-2.250 -0.2079 0.04237 0.03231 -0.0408 0.9395 0.1978
-2.000 -0.1687 0.04185 0.03144 -0.0430 0.9269 0.2125
-1.750 -0.1375 0.04119 0.03070 -0.0441 0.9139 0.2295
-1.500 -0.1031 0.04060 0.03017 -0.0457 0.9011 0.2540
-1.250 -0.0620 0.04020 0.02985 -0.0480 0.8885 0.2944
-1.000 -0.0139 0.03973 0.02968 -0.0515 0.8763 0.3698
-0.750 0.0834 0.03705 0.02944 -0.0632 0.8641 1.0000
-0.500 0.1176 0.03786 0.02962 -0.0649 0.8502 1.0000
-0.250 0.1576 0.03868 0.03001 -0.0673 0.8377 1.0000
0.000 0.1874 0.03944 0.03046 -0.0682 0.8243 1.0000
0.250 0.2066 0.04029 0.03109 -0.0675 0.8103 1.0000
0.500 0.2323 0.04117 0.03175 -0.0677 0.7975 1.0000
0.750 0.2776 0.04184 0.03217 -0.0704 0.7870 1.0000
1.000 0.2869 0.04286 0.03306 -0.0684 0.7731 1.0000
1.250 0.3048 0.04390 0.03396 -0.0677 0.7608 1.0000
1.500 0.3527 0.04440 0.03427 -0.0703 0.7514 1.0000
1.750 0.3550 0.04572 0.03550 -0.0677 0.7380 1.0000
2.000 0.3711 0.04689 0.03657 -0.0668 0.7266 1.0000
2.250 0.4153 0.04730 0.03684 -0.0686 0.7169 1.0000
2.500 0.4135 0.04897 0.03846 -0.0659 0.7045 1.0000
2.750 0.4345 0.05005 0.03945 -0.0654 0.6935 1.0000
3.000 0.4683 0.05066 0.03998 -0.0661 0.6832 1.0000
3.250 0.4694 0.05245 0.04172 -0.0638 0.6711 1.0000
3.500 0.4977 0.05326 0.04247 -0.0639 0.6606 1.0000
3.750 0.5192 0.05429 0.04345 -0.0634 0.6495 1.0000
4.000 0.5233 0.05610 0.04524 -0.0616 0.6374 1.0000
4.250 0.5630 0.05637 0.04546 -0.0622 0.6278 1.0000
4.500 0.5688 0.05814 0.04721 -0.0606 0.6155 1.0000
4.750 0.5730 0.06014 0.04920 -0.0591 0.6037 1.0000
5.000 0.6289 0.05934 0.04837 -0.0603 0.5949 1.0000
5.250 0.6125 0.06256 0.05159 -0.0578 0.5815 1.0000
5.500 0.6172 0.06474 0.05377 -0.0565 0.5702 1.0000
5.750 0.6679 0.06400 0.05303 -0.0570 0.5610 1.0000
6.000 0.6470 0.06794 0.05697 -0.0549 0.5484 1.0000
6.250 0.6564 0.07008 0.05912 -0.0540 0.5384 1.0000
6.500 0.6840 0.07086 0.05992 -0.0536 0.5286 1.0000
6.750 0.6673 0.07500 0.06408 -0.0524 0.5183 1.0000
7.000 0.7152 0.07445 0.06355 -0.0524 0.5103 1.0000
7.250 0.6760 0.08064 0.06975 -0.0514 0.5020 1.0000
7.500 0.7277 0.07978 0.06892 -0.0511 0.4933 1.0000
7.750 0.6858 0.08653 0.07568 -0.0507 0.4880 1.0000
8.000 0.6764 0.09093 0.08011 -0.0509 0.4853 1.0000
8.250 0.6705 0.09518 0.08440 -0.0512 0.4845 1.0000
8.500 0.6640 0.09967 0.08892 -0.0518 0.4867 1.0000
8.750 0.6698 0.10386 0.09316 -0.0528 0.4910 1.0000
9.000 0.5938 0.11555 0.10497 -0.0579 0.5798 1.0000
9.250 0.6048 0.11892 0.10836 -0.0583 0.5762 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 398 AIRFOIL (goe398-il)