GOE 381 AIRFOIL (goe381-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 381 AIRFOIL (goe381-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.61 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe381-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe381-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 381 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 -0.3090 0.11572 0.10927 -0.0212 1.0000 0.0800
-8.250 -0.3115 0.11550 0.10917 -0.0232 1.0000 0.0806
-8.000 -0.3126 0.11543 0.10922 -0.0266 1.0000 0.0809
-7.750 -0.2953 0.10639 0.10014 -0.0226 1.0000 0.0832
-7.500 -0.2892 0.10293 0.09674 -0.0221 1.0000 0.0858
-7.250 -0.2866 0.10051 0.09441 -0.0223 1.0000 0.0882
-7.000 -0.2854 0.09855 0.09256 -0.0229 1.0000 0.0906
-6.750 -0.2858 0.09735 0.09146 -0.0242 1.0000 0.0927
-6.500 -0.2859 0.09718 0.09138 -0.0272 1.0000 0.0939
-6.000 -0.2820 0.09022 0.08458 -0.0242 1.0000 0.0971
-5.750 -0.2800 0.08748 0.08190 -0.0229 1.0000 0.1005
-5.500 -0.2764 0.08561 0.08008 -0.0237 1.0000 0.1046
-5.250 -0.2610 0.08655 0.08092 -0.0317 1.0000 0.1077
-5.000 -0.2651 0.08085 0.07541 -0.0258 1.0000 0.1103
-4.750 -0.2600 0.07808 0.07268 -0.0250 1.0000 0.1151
-4.500 -0.2361 0.07781 0.07227 -0.0328 1.0000 0.1209
-4.250 -0.2377 0.07311 0.06768 -0.0287 1.0000 0.1237
-4.000 -0.2265 0.07056 0.06513 -0.0295 1.0000 0.1304
-3.750 -0.2095 0.06804 0.06256 -0.0325 1.0000 0.1360
-3.500 -0.1936 0.06575 0.06022 -0.0342 1.0000 0.1453
-3.250 -0.1812 0.06264 0.05713 -0.0349 1.0000 0.1514
-3.000 -0.1612 0.06030 0.05470 -0.0377 1.0000 0.1627
-2.750 -0.1450 0.05773 0.05211 -0.0391 1.0000 0.1774
-2.500 -0.1242 0.05569 0.04997 -0.0418 1.0000 0.2031
-2.250 -0.1094 0.05303 0.04730 -0.0426 1.0000 0.2330
-2.000 -0.0949 0.05056 0.04485 -0.0430 1.0000 0.2764
-1.750 -0.0857 0.04791 0.04232 -0.0417 1.0000 0.3356
-1.500 -0.0717 0.04518 0.03969 -0.0407 0.9986 0.4064
-1.250 -0.0347 0.04168 0.03624 -0.0430 0.9893 0.4914
-1.000 0.0066 0.03848 0.03306 -0.0457 0.9796 0.5593
-0.750 0.0894 0.03643 0.03060 -0.0596 0.9684 0.5614
-0.500 0.1868 0.03581 0.02918 -0.0769 0.9551 0.4856
-0.250 0.2724 0.03660 0.02878 -0.0891 0.9400 0.3397
0.000 0.3361 0.03659 0.02793 -0.0949 0.9263 0.2552
0.250 0.3893 0.03626 0.02700 -0.0986 0.9124 0.2135
0.500 0.4343 0.03583 0.02615 -0.1011 0.8963 0.2009
0.750 0.4786 0.03500 0.02504 -0.1033 0.8786 0.1947
1.000 0.5282 0.03441 0.02398 -0.1055 0.8610 0.1866
1.250 0.5792 0.03339 0.02272 -0.1078 0.8449 0.1861
1.500 0.6225 0.03240 0.02166 -0.1089 0.8296 0.1918
1.750 0.6608 0.03154 0.02080 -0.1095 0.8146 0.2161
2.000 0.6978 0.03059 0.02009 -0.1100 0.7998 0.2623
2.250 0.7296 0.02895 0.01950 -0.1086 0.7853 1.0000
2.500 0.7632 0.02877 0.01895 -0.1078 0.7698 1.0000
2.750 0.7864 0.02909 0.01913 -0.1063 0.7503 1.0000
3.000 0.8161 0.02895 0.01884 -0.1051 0.7326 1.0000
3.250 0.8473 0.02860 0.01837 -0.1038 0.7153 1.0000
3.500 0.8755 0.02844 0.01813 -0.1023 0.6964 1.0000
3.750 0.9017 0.02842 0.01809 -0.1006 0.6754 1.0000
4.000 0.9326 0.02798 0.01754 -0.0990 0.6565 1.0000
4.250 0.9559 0.02831 0.01784 -0.0972 0.6325 1.0000
4.500 0.9831 0.02841 0.01784 -0.0956 0.6113 1.0000
4.750 1.0074 0.02886 0.01830 -0.0941 0.5884 1.0000
5.000 1.0316 0.02936 0.01874 -0.0926 0.5662 1.0000
5.250 1.0562 0.02977 0.01908 -0.0910 0.5446 1.0000
5.500 1.0790 0.03036 0.01965 -0.0896 0.5232 1.0000
5.750 1.1021 0.03086 0.02013 -0.0881 0.5024 1.0000
6.000 1.1272 0.03132 0.02059 -0.0869 0.4846 1.0000
6.250 1.1485 0.03232 0.02171 -0.0858 0.4679 1.0000
6.500 1.1700 0.03338 0.02290 -0.0849 0.4526 1.0000
6.750 1.1916 0.03442 0.02408 -0.0839 0.4381 1.0000
7.000 1.2135 0.03546 0.02532 -0.0829 0.4243 1.0000
7.250 1.2344 0.03637 0.02638 -0.0817 0.4094 1.0000
7.500 1.2584 0.03550 0.02542 -0.0797 0.3864 1.0000
7.750 1.2765 0.03521 0.02515 -0.0775 0.3630 1.0000
8.000 1.2971 0.03571 0.02578 -0.0762 0.3477 1.0000
8.250 1.3179 0.03567 0.02581 -0.0745 0.3299 1.0000
8.500 1.3332 0.03587 0.02614 -0.0725 0.3109 1.0000
8.750 1.3457 0.03594 0.02636 -0.0701 0.2906 1.0000
9.000 1.3535 0.03599 0.02649 -0.0672 0.2686 1.0000
9.250 1.3562 0.03644 0.02705 -0.0641 0.2454 1.0000
9.500 1.3597 0.03733 0.02817 -0.0612 0.2247 1.0000
9.750 1.3627 0.03851 0.02955 -0.0585 0.2032 1.0000
10.000 1.3639 0.03998 0.03127 -0.0557 0.1759 1.0000
10.250 1.3597 0.04217 0.03344 -0.0533 0.1370 1.0000
10.500 1.3510 0.04525 0.03628 -0.0512 0.1129 1.0000
10.750 1.3431 0.04871 0.03968 -0.0498 0.0963 1.0000
11.000 1.3363 0.05230 0.04335 -0.0487 0.0848 1.0000
11.250 1.3284 0.05622 0.04732 -0.0482 0.0791 1.0000
11.500 1.3191 0.06050 0.05164 -0.0482 0.0754 1.0000
11.750 1.3092 0.06504 0.05622 -0.0485 0.0729 1.0000
12.000 1.3009 0.06953 0.06083 -0.0489 0.0707 1.0000
12.250 1.2927 0.07408 0.06549 -0.0495 0.0687 1.0000
12.500 1.2852 0.07858 0.07008 -0.0500 0.0669 1.0000
12.750 1.2785 0.08290 0.07444 -0.0503 0.0653 1.0000
13.000 1.2755 0.08646 0.07796 -0.0498 0.0638 1.0000
13.250 1.2799 0.08919 0.08088 -0.0485 0.0629 1.0000
13.500 1.2876 0.09160 0.08352 -0.0467 0.0622 1.0000
13.750 1.2956 0.09434 0.08653 -0.0451 0.0618 1.0000
14.000 1.2987 0.09814 0.09062 -0.0445 0.0617 1.0000
14.250 1.2944 0.10321 0.09598 -0.0453 0.0619 1.0000
14.500 1.2841 0.10930 0.10235 -0.0473 0.0622 1.0000
14.750 1.2699 0.11629 0.10957 -0.0504 0.0626 1.0000
15.000 1.2536 0.12400 0.11749 -0.0544 0.0631 1.0000
15.250 1.2363 0.13233 0.12599 -0.0590 0.0636 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 381 AIRFOIL (goe381-il)