GOE 438 AIRFOIL (goe438-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 438 AIRFOIL (goe438-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.47 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe438-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe438-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 438 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3390 0.11249 0.10508 -0.0317 1.0000 0.1431
-9.500 -0.3579 0.11153 0.10427 -0.0339 1.0000 0.1465
-9.250 -0.3761 0.11011 0.10300 -0.0355 1.0000 0.1471
-9.000 -0.3360 0.10404 0.09681 -0.0315 1.0000 0.1553
-8.750 -0.3508 0.10263 0.09555 -0.0323 1.0000 0.1616
-8.500 -0.3800 0.10190 0.09503 -0.0332 1.0000 0.1630
-8.250 -0.3516 0.09666 0.08973 -0.0309 1.0000 0.1669
-8.000 -0.3510 0.09407 0.08721 -0.0297 1.0000 0.1696
-7.750 -0.3590 0.09204 0.08527 -0.0284 1.0000 0.1733
-7.500 -0.4237 0.08493 0.07823 -0.0383 1.0000 0.1156
-7.250 -0.4166 0.08197 0.07533 -0.0356 1.0000 0.1146
-7.000 -0.4167 0.07912 0.07252 -0.0340 1.0000 0.1134
-6.750 -0.4188 0.07617 0.06960 -0.0327 1.0000 0.1114
-6.250 -0.4357 0.06621 0.05920 -0.0366 1.0000 0.1000
-6.000 -0.4320 0.06319 0.05610 -0.0358 1.0000 0.0996
-5.750 -0.4280 0.05984 0.05250 -0.0358 1.0000 0.1000
-5.500 -0.4086 0.05592 0.04818 -0.0385 0.9955 0.1004
-5.250 -0.3794 0.05229 0.04428 -0.0418 0.9880 0.1000
-5.000 -0.3492 0.04892 0.04059 -0.0448 0.9802 0.0995
-4.750 -0.3164 0.04571 0.03685 -0.0482 0.9725 0.1001
-4.500 -0.2875 0.04324 0.03415 -0.0501 0.9636 0.1017
-4.250 -0.2561 0.04110 0.03175 -0.0522 0.9553 0.1028
-4.000 -0.2222 0.03887 0.02910 -0.0544 0.9470 0.1028
-3.750 -0.1916 0.03704 0.02691 -0.0557 0.9374 0.1031
-3.500 -0.1542 0.03535 0.02489 -0.0580 0.9299 0.1038
-3.250 -0.1247 0.03415 0.02350 -0.0588 0.9190 0.1061
-3.000 -0.0897 0.03297 0.02204 -0.0604 0.9100 0.1089
-2.750 -0.0537 0.03176 0.02054 -0.0619 0.9005 0.1108
-2.500 -0.0206 0.03072 0.01924 -0.0628 0.8897 0.1119
-2.250 0.0223 0.02961 0.01785 -0.0652 0.8824 0.1137
-2.000 0.0546 0.02882 0.01689 -0.0658 0.8706 0.1160
-1.750 0.0897 0.02801 0.01612 -0.0669 0.8600 0.1203
-1.500 0.1329 0.02720 0.01521 -0.0692 0.8521 0.1259
-1.250 0.1651 0.02664 0.01451 -0.0695 0.8397 0.1295
-1.000 0.1982 0.02601 0.01385 -0.0700 0.8280 0.1337
-0.750 0.2354 0.02534 0.01316 -0.0711 0.8181 0.1407
-0.500 0.2664 0.02485 0.01265 -0.0712 0.8057 0.1515
-0.250 0.2948 0.02439 0.01224 -0.0710 0.7922 0.1663
0.000 0.3238 0.02383 0.01182 -0.0708 0.7791 0.1912
0.500 0.4256 0.02082 0.01100 -0.0778 0.7560 1.0000
0.750 0.4510 0.02088 0.01084 -0.0769 0.7408 1.0000
1.000 0.4764 0.02095 0.01071 -0.0759 0.7256 1.0000
1.250 0.5020 0.02102 0.01060 -0.0750 0.7104 1.0000
1.500 0.5279 0.02110 0.01052 -0.0742 0.6952 1.0000
1.750 0.5540 0.02118 0.01045 -0.0734 0.6801 1.0000
2.000 0.5801 0.02129 0.01041 -0.0726 0.6649 1.0000
2.250 0.6061 0.02143 0.01042 -0.0718 0.6498 1.0000
2.500 0.6319 0.02162 0.01047 -0.0710 0.6345 1.0000
2.750 0.6573 0.02185 0.01059 -0.0702 0.6194 1.0000
3.000 0.6824 0.02212 0.01076 -0.0694 0.6045 1.0000
3.250 0.7071 0.02242 0.01098 -0.0685 0.5896 1.0000
3.500 0.7317 0.02275 0.01122 -0.0677 0.5752 1.0000
3.750 0.7565 0.02309 0.01148 -0.0669 0.5615 1.0000
4.000 0.7801 0.02347 0.01182 -0.0660 0.5476 1.0000
4.250 0.8022 0.02391 0.01225 -0.0649 0.5337 1.0000
4.500 0.8246 0.02437 0.01270 -0.0639 0.5207 1.0000
4.750 0.8476 0.02481 0.01314 -0.0630 0.5085 1.0000
5.000 0.8721 0.02521 0.01350 -0.0622 0.4974 1.0000
5.250 0.8944 0.02572 0.01403 -0.0612 0.4860 1.0000
5.500 0.9161 0.02627 0.01462 -0.0602 0.4749 1.0000
5.750 0.9403 0.02675 0.01510 -0.0595 0.4651 1.0000
6.000 0.9625 0.02733 0.01572 -0.0586 0.4550 1.0000
6.250 0.9840 0.02798 0.01643 -0.0576 0.4453 1.0000
6.500 1.0094 0.02846 0.01692 -0.0570 0.4367 1.0000
6.750 1.0279 0.02927 0.01787 -0.0558 0.4269 1.0000
7.000 1.0522 0.02985 0.01846 -0.0551 0.4187 1.0000
7.250 1.0710 0.03065 0.01942 -0.0539 0.4092 1.0000
7.500 1.0923 0.03137 0.02021 -0.0529 0.4007 1.0000
7.750 1.1128 0.03206 0.02100 -0.0518 0.3914 1.0000
8.000 1.1295 0.03290 0.02197 -0.0503 0.3816 1.0000
8.250 1.1524 0.03336 0.02245 -0.0494 0.3719 1.0000
8.500 1.1654 0.03419 0.02346 -0.0473 0.3607 1.0000
8.750 1.1795 0.03495 0.02433 -0.0454 0.3497 1.0000
9.000 1.1979 0.03544 0.02486 -0.0439 0.3392 1.0000
9.250 1.2096 0.03626 0.02583 -0.0418 0.3284 1.0000
9.500 1.2196 0.03718 0.02693 -0.0395 0.3181 1.0000
9.750 1.2342 0.03775 0.02756 -0.0377 0.3078 1.0000
10.000 1.2406 0.03870 0.02868 -0.0350 0.2972 1.0000
10.250 1.2449 0.03979 0.02994 -0.0322 0.2875 1.0000
10.500 1.2557 0.04042 0.03062 -0.0300 0.2779 1.0000
10.750 1.2505 0.04193 0.03235 -0.0265 0.2677 1.0000
11.000 1.2490 0.04328 0.03385 -0.0237 0.2573 1.0000
11.250 1.2516 0.04439 0.03501 -0.0214 0.2467 1.0000
11.500 1.2437 0.04658 0.03741 -0.0190 0.2365 1.0000
11.750 1.2385 0.04877 0.03974 -0.0172 0.2263 1.0000
12.000 1.2373 0.05067 0.04170 -0.0157 0.2160 1.0000
12.250 1.2289 0.05357 0.04477 -0.0147 0.2053 1.0000
12.500 1.2195 0.05687 0.04821 -0.0141 0.1948 1.0000
12.750 1.2129 0.05998 0.05138 -0.0137 0.1841 1.0000
13.000 1.2079 0.06300 0.05441 -0.0135 0.1733 1.0000
13.250 1.1978 0.06705 0.05855 -0.0138 0.1632 1.0000
13.500 1.1875 0.07135 0.06292 -0.0145 0.1538 1.0000
13.750 1.1836 0.07470 0.06624 -0.0147 0.1451 1.0000
14.000 1.1752 0.07910 0.07073 -0.0156 0.1378 1.0000
14.250 1.1728 0.08256 0.07417 -0.0160 0.1313 1.0000
14.500 1.1617 0.08781 0.07957 -0.0175 0.1257 1.0000
14.750 1.1686 0.08968 0.08130 -0.0171 0.1194 1.0000
15.000 1.1481 0.09704 0.08894 -0.0201 0.1156 1.0000
15.250 1.1329 0.10359 0.09566 -0.0227 0.1115 1.0000
15.500 1.1469 0.10411 0.09603 -0.0218 0.1054 1.0000
15.750 1.1166 0.11423 0.10644 -0.0268 0.1034 1.0000
16.000 1.0676 0.12951 0.12192 -0.0350 0.1024 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 438 AIRFOIL (goe438-il)