GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 36.22 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe388-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe388-il-200000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 388 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2454 0.10178 0.09517 -0.0470 0.1019 0.0376
-8.750 -0.2431 0.09886 0.09227 -0.0512 0.1018 0.0382
-8.500 -0.2376 0.09558 0.08900 -0.0542 0.1017 0.0384
-8.250 -0.2318 0.09221 0.08565 -0.0570 0.1016 0.0385
-8.000 -0.1613 0.07919 0.07287 -0.0632 0.0992 0.0387
-7.750 -0.2152 0.08519 0.07863 -0.0639 0.1002 0.0386
-7.500 -0.2037 0.08083 0.07426 -0.0689 0.0995 0.0388
-7.250 -0.1998 0.07714 0.07059 -0.0661 0.0984 0.0399
-7.000 -0.1871 0.07495 0.06838 -0.0660 0.0980 0.0409
-6.750 -0.1732 0.07208 0.06550 -0.0684 0.0974 0.0417
-6.500 -0.1577 0.06890 0.06228 -0.0719 0.0967 0.0426
-6.000 -0.1105 0.05664 0.04972 -0.0891 0.0959 0.0377
-5.500 -0.0587 0.04678 0.03940 -0.0992 0.0943 0.0385
-5.250 -0.0396 0.04325 0.03575 -0.1011 0.0932 0.0376
-5.000 -0.0152 0.03924 0.03148 -0.1037 0.0921 0.0371
-4.750 0.0106 0.03536 0.02727 -0.1060 0.0912 0.0370
-4.250 0.0630 0.02956 0.02065 -0.1086 0.0676 0.0372
-4.000 0.0901 0.02800 0.01874 -0.1091 0.0658 0.0382
-3.750 0.1165 0.02671 0.01718 -0.1094 0.0638 0.0385
-3.500 0.1427 0.02521 0.01544 -0.1097 0.0617 0.0384
-3.250 0.1689 0.02405 0.01406 -0.1098 0.0584 0.0384
-3.000 0.1952 0.02312 0.01292 -0.1098 0.0549 0.0385
-2.750 0.2215 0.02231 0.01192 -0.1098 0.0530 0.0387
-2.500 0.2479 0.02122 0.01063 -0.1099 0.0516 0.0392
-2.250 0.2740 0.02045 0.00972 -0.1099 0.0506 0.0397
-2.000 0.2998 0.01996 0.00916 -0.1097 0.0495 0.0403
-1.750 0.3259 0.01954 0.00868 -0.1097 0.0488 0.0410
-1.500 0.3516 0.01927 0.00838 -0.1095 0.0479 0.0418
-1.250 0.3770 0.01915 0.00824 -0.1093 0.0474 0.0434
-1.000 0.4029 0.01898 0.00804 -0.1092 0.0468 0.0452
-0.750 0.4283 0.01886 0.00790 -0.1090 0.0461 0.0462
-0.500 0.4525 0.01891 0.00795 -0.1086 0.0456 0.0470
-0.250 0.4785 0.01875 0.00775 -0.1085 0.0452 0.0479
0.000 0.5036 0.01875 0.00773 -0.1083 0.0444 0.0491
0.250 0.5271 0.01899 0.00796 -0.1078 0.0437 0.0502
0.500 0.5506 0.01917 0.00811 -0.1074 0.0435 0.0530
0.750 0.5756 0.01922 0.00814 -0.1072 0.0433 0.0571
1.000 0.6000 0.01937 0.00826 -0.1069 0.0431 0.0632
1.250 0.6238 0.01942 0.00853 -0.1067 0.0428 0.1162
1.500 0.6464 0.01930 0.00896 -0.1066 0.0425 0.3297
2.000 0.6838 0.01888 0.00982 -0.1037 0.0420 1.0000
2.250 0.7046 0.01954 0.01034 -0.1029 0.0418 1.0000
2.500 0.7249 0.02029 0.01092 -0.1021 0.0417 1.0000
2.750 0.7453 0.02114 0.01159 -0.1013 0.0415 1.0000
3.250 0.7900 0.02239 0.01257 -0.1003 0.0415 1.0000
3.500 0.8127 0.02294 0.01302 -0.0998 0.0414 1.0000
3.750 0.8357 0.02351 0.01349 -0.0995 0.0414 1.0000
4.000 0.8588 0.02411 0.01399 -0.0991 0.0414 1.0000
4.250 0.8821 0.02472 0.01452 -0.0988 0.0414 1.0000
4.500 0.9057 0.02536 0.01507 -0.0986 0.0413 1.0000
4.750 0.9297 0.02603 0.01564 -0.0985 0.0413 1.0000
5.000 0.9539 0.02670 0.01623 -0.0984 0.0413 1.0000
5.250 0.9781 0.02738 0.01685 -0.0983 0.0413 1.0000
5.500 1.0024 0.02805 0.01746 -0.0982 0.0412 1.0000
5.750 1.0270 0.02875 0.01809 -0.0982 0.0412 1.0000
6.000 1.0519 0.02947 0.01876 -0.0983 0.0411 1.0000
6.250 1.0773 0.03025 0.01949 -0.0985 0.0411 1.0000
6.500 1.1031 0.03106 0.02024 -0.0987 0.0411 1.0000
6.750 1.1291 0.03189 0.02101 -0.0990 0.0411 1.0000
7.000 1.1551 0.03275 0.02182 -0.0994 0.0411 1.0000
7.250 1.1810 0.03363 0.02269 -0.0997 0.0411 1.0000
7.500 1.2068 0.03453 0.02356 -0.1000 0.0411 1.0000
7.750 1.2325 0.03546 0.02447 -0.1003 0.0411 1.0000
8.000 1.2578 0.03639 0.02540 -0.1006 0.0411 1.0000
8.250 1.2810 0.03719 0.02626 -0.1005 0.0409 1.0000
8.500 1.3052 0.03814 0.02725 -0.1006 0.0403 1.0000
8.750 1.3372 0.04004 0.02906 -0.1021 0.0396 1.0000
9.000 1.3613 0.04117 0.03025 -0.1022 0.0392 1.0000
9.250 1.3782 0.04154 0.03082 -0.1011 0.0384 1.0000
9.500 1.4126 0.04426 0.03345 -0.1031 0.0372 1.0000
9.750 1.4264 0.04442 0.03387 -0.1014 0.0356 1.0000
10.250 1.4559 0.04582 0.03559 -0.0989 0.0275 1.0000
10.750 1.4830 0.04658 0.03670 -0.0958 0.0213 1.0000
11.000 1.5008 0.04746 0.03769 -0.0949 0.0188 1.0000
11.250 1.5179 0.04828 0.03858 -0.0941 0.0173 1.0000
11.500 1.5338 0.04899 0.03935 -0.0932 0.0163 1.0000
11.750 1.5481 0.04951 0.03992 -0.0922 0.0158 1.0000
12.000 1.5642 0.05058 0.04110 -0.0913 0.0151 1.0000
12.250 1.5793 0.05162 0.04223 -0.0904 0.0145 1.0000
12.500 1.5924 0.05247 0.04315 -0.0892 0.0140 1.0000
12.750 1.6035 0.05320 0.04394 -0.0878 0.0137 1.0000
13.000 1.6125 0.05388 0.04468 -0.0861 0.0134 1.0000
13.500 1.6378 0.05720 0.04828 -0.0839 0.0123 1.0000
13.750 1.6469 0.05869 0.04993 -0.0824 0.0118 1.0000
14.000 1.6514 0.05979 0.05113 -0.0802 0.0114 1.0000
14.250 1.6531 0.06079 0.05222 -0.0777 0.0111 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)