GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.82 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe199-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe199-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 199 (L.F.G. 5406) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3622 0.11895 0.11207 -0.0158 1.0000 0.0985
-8.750 -0.3678 0.11879 0.11203 -0.0188 1.0000 0.1001
-8.500 -0.3749 0.11906 0.11242 -0.0230 1.0000 0.1006
-8.250 -0.3457 0.10910 0.10240 -0.0180 1.0000 0.1073
-8.000 -0.3435 0.10672 0.10010 -0.0189 1.0000 0.1113
-7.750 -0.3465 0.10573 0.09922 -0.0220 1.0000 0.1143
-7.500 -0.3474 0.10618 0.09974 -0.0293 1.0000 0.1156
-7.250 -0.3328 0.09825 0.09187 -0.0223 1.0000 0.1205
-7.000 -0.3275 0.09557 0.08925 -0.0231 1.0000 0.1259
-6.750 -0.3260 0.09517 0.08892 -0.0288 1.0000 0.1302
-6.500 -0.3210 0.09076 0.08460 -0.0268 1.0000 0.1331
-6.250 -0.3160 0.08761 0.08150 -0.0249 1.0000 0.1396
-6.000 -0.3099 0.08817 0.08203 -0.0327 1.0000 0.1459
-5.750 -0.3099 0.08271 0.07673 -0.0255 1.0000 0.1513
-5.500 -0.3001 0.08252 0.07646 -0.0317 1.0000 0.1610
-5.250 -0.3017 0.07789 0.07198 -0.0255 1.0000 0.1663
-4.750 -0.2884 0.07298 0.06711 -0.0257 1.0000 0.1850
-4.500 -0.2791 0.07036 0.06448 -0.0265 1.0000 0.1956
-4.250 -0.2682 0.06783 0.06194 -0.0273 1.0000 0.2095
-4.000 -0.2578 0.06521 0.05931 -0.0273 1.0000 0.2254
-3.750 -0.2471 0.06267 0.05678 -0.0270 1.0000 0.2450
-3.500 -0.2307 0.06090 0.05491 -0.0290 1.0000 0.2813
-3.250 -0.2274 0.05759 0.05176 -0.0253 1.0000 0.3067
-3.000 -0.2218 0.05500 0.04926 -0.0226 1.0000 0.3514
-2.750 -0.2211 0.05241 0.04680 -0.0179 1.0000 0.4104
-2.500 -0.2213 0.04981 0.04433 -0.0124 1.0000 0.4712
-2.250 -0.2189 0.04726 0.04188 -0.0074 1.0000 0.5300
-2.000 -0.2158 0.04458 0.03933 -0.0021 1.0000 0.5794
-1.750 -0.2068 0.04211 0.03694 0.0013 1.0000 0.6249
-1.500 -0.1926 0.03980 0.03469 0.0032 1.0000 0.6622
-1.250 -0.1722 0.03766 0.03258 0.0031 1.0000 0.6947
-1.000 -0.1377 0.03578 0.03064 -0.0012 1.0000 0.7155
-0.500 0.0607 0.03757 0.03051 -0.0490 1.0000 0.4298
-0.250 0.1269 0.03840 0.03022 -0.0581 0.9953 0.2945
0.000 0.2020 0.03772 0.02879 -0.0666 0.9810 0.2306
0.250 0.2669 0.03700 0.02748 -0.0730 0.9651 0.1962
0.500 0.3283 0.03654 0.02643 -0.0785 0.9477 0.1751
0.750 0.3881 0.03554 0.02515 -0.0839 0.9298 0.1655
1.000 0.4514 0.03474 0.02395 -0.0892 0.9114 0.1627
1.250 0.5087 0.03371 0.02282 -0.0934 0.8921 0.1674
1.500 0.5598 0.03281 0.02185 -0.0963 0.8714 0.1709
1.750 0.6157 0.03161 0.02066 -0.0997 0.8525 0.1812
2.000 0.6668 0.03032 0.01953 -0.1020 0.8342 0.2149
2.250 0.7027 0.02827 0.01891 -0.1015 0.8126 1.0000
2.750 0.7725 0.02738 0.01733 -0.0992 0.7677 1.0000
3.000 0.8029 0.02688 0.01665 -0.0973 0.7431 1.0000
3.250 0.8294 0.02654 0.01619 -0.0950 0.7152 1.0000
3.500 0.8557 0.02617 0.01568 -0.0926 0.6863 1.0000
3.750 0.8815 0.02585 0.01521 -0.0903 0.6557 1.0000
4.000 0.9070 0.02567 0.01484 -0.0881 0.6244 1.0000
4.250 0.9323 0.02573 0.01473 -0.0862 0.5939 1.0000
4.500 0.9574 0.02612 0.01493 -0.0847 0.5657 1.0000
4.750 0.9830 0.02670 0.01530 -0.0835 0.5415 1.0000
5.000 1.0076 0.02756 0.01607 -0.0827 0.5194 1.0000
5.250 1.0329 0.02846 0.01691 -0.0820 0.5015 1.0000
5.500 1.0577 0.02954 0.01798 -0.0815 0.4862 1.0000
5.750 1.0817 0.03082 0.01934 -0.0812 0.4736 1.0000
6.000 1.1063 0.03211 0.02074 -0.0810 0.4636 1.0000
6.250 1.1309 0.03340 0.02212 -0.0807 0.4548 1.0000
6.500 1.1520 0.03511 0.02406 -0.0805 0.4466 1.0000
6.750 1.1761 0.03648 0.02554 -0.0802 0.4396 1.0000
7.000 1.1951 0.03848 0.02781 -0.0799 0.4333 1.0000
7.250 1.2133 0.04059 0.03025 -0.0795 0.4278 1.0000
7.500 1.2354 0.04241 0.03225 -0.0793 0.4240 1.0000
7.750 1.2503 0.04512 0.03527 -0.0790 0.4208 1.0000
8.000 1.2514 0.04930 0.03988 -0.0783 0.4178 1.0000
8.250 1.2452 0.05430 0.04523 -0.0776 0.4154 1.0000
8.500 1.2230 0.06099 0.05218 -0.0769 0.4134 1.0000
8.750 1.0849 0.08216 0.07308 -0.0802 0.4186 1.0000
9.000 1.0566 0.09099 0.08190 -0.0829 0.4239 1.0000
9.500 1.3957 0.04805 0.03943 -0.0689 0.3295 1.0000
9.750 1.4215 0.04524 0.03659 -0.0661 0.2989 1.0000
10.000 1.4324 0.04232 0.03346 -0.0616 0.2571 1.0000
10.250 1.4213 0.04254 0.03392 -0.0561 0.2218 1.0000
10.500 1.4070 0.04378 0.03520 -0.0508 0.1884 1.0000
10.750 1.3927 0.04583 0.03721 -0.0460 0.1629 1.0000
11.000 1.3811 0.04820 0.03949 -0.0423 0.1448 1.0000
11.250 1.3727 0.05094 0.04215 -0.0397 0.1310 1.0000
11.500 1.3665 0.05399 0.04518 -0.0378 0.1204 1.0000
11.750 1.3630 0.05716 0.04836 -0.0362 0.1130 1.0000
12.000 1.3617 0.06016 0.05125 -0.0347 0.1073 1.0000
12.250 1.3630 0.06347 0.05472 -0.0333 0.1022 1.0000
12.500 1.3671 0.06633 0.05751 -0.0319 0.0969 1.0000
12.750 1.3720 0.06969 0.06100 -0.0305 0.0928 1.0000
13.000 1.3702 0.07378 0.06539 -0.0298 0.0903 1.0000
13.250 1.3677 0.07813 0.07005 -0.0292 0.0888 1.0000
13.500 1.3595 0.08313 0.07533 -0.0293 0.0879 1.0000
13.750 1.3427 0.08918 0.08170 -0.0304 0.0878 1.0000
14.000 1.3151 0.09693 0.08973 -0.0334 0.0886 1.0000
14.250 1.2733 0.10777 0.10088 -0.0395 0.0907 1.0000
14.500 1.2327 0.12012 0.11342 -0.0468 0.0931 1.0000
14.750 1.2034 0.13162 0.12499 -0.0530 0.0949 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il)