GOE 396 AIRFOIL (goe396-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 396 AIRFOIL (goe396-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.76 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe396-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe396-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 396 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3199 0.10729 0.10082 -0.0278 1.0000 0.1042
-7.500 -0.3292 0.10765 0.10135 -0.0284 1.0000 0.1050
-7.250 -0.3336 0.10800 0.10184 -0.0309 1.0000 0.1055
-7.000 -0.3164 0.09908 0.09290 -0.0254 1.0000 0.1102
-6.750 -0.3163 0.09693 0.09086 -0.0248 1.0000 0.1138
-6.500 -0.3195 0.09587 0.08991 -0.0252 1.0000 0.1170
-6.250 -0.3242 0.09645 0.09060 -0.0281 1.0000 0.1187
-6.000 -0.3228 0.09212 0.08636 -0.0252 1.0000 0.1208
-5.750 -0.3217 0.08899 0.08323 -0.0225 1.0000 0.1246
-5.500 -0.3217 0.08724 0.08154 -0.0224 1.0000 0.1291
-5.250 -0.3143 0.08818 0.08245 -0.0294 1.0000 0.1327
-5.000 -0.3169 0.08292 0.07732 -0.0234 1.0000 0.1354
-4.750 -0.3131 0.08039 0.07483 -0.0225 1.0000 0.1419
-4.250 -0.2985 0.07543 0.06991 -0.0240 1.0000 0.1556
-4.000 -0.2872 0.07281 0.06728 -0.0258 1.0000 0.1632
-3.500 -0.2585 0.06789 0.06229 -0.0294 1.0000 0.1855
-3.250 -0.2479 0.06465 0.05907 -0.0292 1.0000 0.1928
-3.000 -0.2303 0.06189 0.05626 -0.0311 1.0000 0.2056
-2.750 -0.2124 0.05914 0.05346 -0.0326 1.0000 0.2206
-2.500 -0.1871 0.05693 0.05112 -0.0362 1.0000 0.2423
-2.250 -0.1729 0.05382 0.04796 -0.0358 1.0000 0.2599
-2.000 -0.1536 0.05115 0.04524 -0.0367 1.0000 0.2878
-1.750 -0.1377 0.04852 0.04260 -0.0365 1.0000 0.3285
-0.500 0.0572 0.03843 0.03055 -0.0578 1.0000 0.2152
-0.250 0.0917 0.03649 0.02798 -0.0596 1.0000 0.1856
0.000 0.1222 0.03469 0.02568 -0.0605 1.0000 0.1705
0.250 0.1492 0.03343 0.02399 -0.0609 1.0000 0.1678
0.500 0.1851 0.03279 0.02287 -0.0630 0.9956 0.1863
0.750 0.2362 0.03200 0.02153 -0.0676 0.9858 0.2018
1.000 0.2875 0.03161 0.02078 -0.0723 0.9756 0.2458
1.250 0.3393 0.03108 0.02023 -0.0771 0.9660 0.3519
1.500 0.3920 0.02919 0.01974 -0.0825 0.9565 1.0000
1.750 0.4326 0.03020 0.02003 -0.0854 0.9437 1.0000
2.000 0.4692 0.03117 0.02064 -0.0880 0.9307 1.0000
2.250 0.5040 0.03212 0.02137 -0.0902 0.9178 1.0000
2.500 0.5376 0.03306 0.02217 -0.0923 0.9047 1.0000
2.750 0.5699 0.03400 0.02301 -0.0940 0.8916 1.0000
3.000 0.6009 0.03496 0.02393 -0.0955 0.8786 1.0000
3.250 0.6308 0.03593 0.02488 -0.0968 0.8656 1.0000
3.500 0.6596 0.03693 0.02595 -0.0978 0.8528 1.0000
3.750 0.6874 0.03795 0.02702 -0.0987 0.8401 1.0000
4.000 0.7148 0.03902 0.02816 -0.0994 0.8276 1.0000
4.250 0.7421 0.04008 0.02931 -0.1001 0.8149 1.0000
4.500 0.7700 0.04101 0.03037 -0.1006 0.8005 1.0000
4.750 0.8016 0.04167 0.03129 -0.1011 0.7841 1.0000
5.000 0.8491 0.04151 0.03140 -0.1029 0.7663 1.0000
5.250 0.8777 0.04185 0.03197 -0.1023 0.7477 1.0000
5.500 0.9082 0.04211 0.03251 -0.1019 0.7304 1.0000
5.750 0.9495 0.04173 0.03262 -0.1023 0.7141 1.0000
6.000 0.9988 0.04005 0.03145 -0.1019 0.6933 1.0000
6.250 1.1039 0.02728 0.01940 -0.0939 0.6124 1.0000
6.500 1.1146 0.02490 0.01694 -0.0853 0.5175 1.0000
6.750 1.1088 0.02551 0.01662 -0.0773 0.3337 1.0000
7.000 1.0906 0.02947 0.01878 -0.0714 0.1575 1.0000
7.250 1.0851 0.03287 0.02168 -0.0672 0.1189 1.0000
7.500 1.0888 0.03545 0.02413 -0.0637 0.1016 1.0000
7.750 1.1052 0.03756 0.02630 -0.0614 0.0892 1.0000
8.000 1.1315 0.03951 0.02833 -0.0602 0.0777 1.0000
8.250 1.1823 0.04261 0.03158 -0.0612 0.0706 1.0000
8.500 1.2266 0.04680 0.03612 -0.0618 0.0690 1.0000
8.750 1.2535 0.05125 0.04109 -0.0607 0.0696 1.0000
9.000 1.2704 0.05584 0.04633 -0.0589 0.0711 1.0000
9.250 1.2818 0.06053 0.05147 -0.0569 0.0728 1.0000
9.500 1.2904 0.06546 0.05676 -0.0549 0.0744 1.0000
9.750 1.2987 0.07085 0.06240 -0.0534 0.0755 1.0000
10.000 1.2774 0.07379 0.06616 -0.0489 0.0781 1.0000
10.250 1.2562 0.07815 0.07098 -0.0457 0.0805 1.0000
10.500 1.2355 0.08223 0.07533 -0.0430 0.0820 1.0000
10.750 1.2143 0.08648 0.07977 -0.0411 0.0834 1.0000
11.000 1.1940 0.09122 0.08466 -0.0404 0.0846 1.0000
11.250 1.1813 0.09662 0.09015 -0.0406 0.0863 1.0000
11.500 1.1712 0.10225 0.09592 -0.0413 0.0887 1.0000
11.750 1.1315 0.10857 0.10237 -0.0452 0.0894 1.0000
12.000 1.0978 0.11676 0.11052 -0.0511 0.0899 1.0000
12.250 1.0630 0.12797 0.12170 -0.0603 0.0917 1.0000
12.500 1.0462 0.13839 0.13204 -0.0670 0.0969 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 396 AIRFOIL (goe396-il)