GOE 399 AIRFOIL (goe399-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 399 AIRFOIL (goe399-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.79 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe399-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe399-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 399 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 -0.3682 0.11271 0.10563 -0.0215 1.0000 0.1267
-8.750 -0.3736 0.11182 0.10485 -0.0234 1.0000 0.1301
-8.500 -0.3873 0.11220 0.10540 -0.0256 1.0000 0.1312
-8.250 -0.3589 0.10411 0.09724 -0.0229 1.0000 0.1381
-8.000 -0.3613 0.10232 0.09554 -0.0236 1.0000 0.1432
-7.750 -0.3749 0.10217 0.09556 -0.0249 1.0000 0.1452
-7.500 -0.3577 0.09650 0.08990 -0.0230 1.0000 0.1519
-7.250 -0.3646 0.09515 0.08869 -0.0236 1.0000 0.1584
-7.000 -0.3641 0.09216 0.08580 -0.0239 1.0000 0.1630
-6.750 -0.3611 0.08960 0.08331 -0.0234 1.0000 0.1723
-6.250 -0.3602 0.08476 0.07865 -0.0245 1.0000 0.1878
-5.750 -0.3577 0.07968 0.07371 -0.0258 1.0000 0.2043
-5.500 -0.3536 0.07672 0.07078 -0.0237 1.0000 0.2165
-5.250 -0.3499 0.07348 0.06763 -0.0210 1.0000 0.2260
-5.000 -0.3481 0.07092 0.06512 -0.0202 1.0000 0.2392
-4.750 -0.3459 0.06846 0.06271 -0.0191 1.0000 0.2553
-4.500 -0.3438 0.06630 0.06057 -0.0194 1.0000 0.2768
-4.250 -0.3419 0.06419 0.05850 -0.0177 1.0000 0.3048
-4.000 0.0458 0.03608 0.02925 -0.0330 1.0000 1.0000
-3.750 0.0276 0.03614 0.02949 -0.0267 1.0000 0.9882
-3.500 -0.3463 0.05678 0.05140 -0.0028 1.0000 0.4104
-3.000 -0.3591 0.05244 0.04728 0.0125 1.0000 0.5142
-2.750 -0.3671 0.05025 0.04520 0.0206 1.0000 0.5686
-2.500 -0.3729 0.04790 0.04297 0.0289 1.0000 0.6174
-2.250 -0.3774 0.04559 0.04075 0.0359 1.0000 0.6624
-2.000 -0.3800 0.04319 0.03842 0.0426 1.0000 0.7050
-1.750 -0.0986 0.03575 0.02749 -0.0423 1.0000 0.2147
-1.500 -0.0696 0.03386 0.02510 -0.0432 1.0000 0.1993
-1.250 -0.0417 0.03227 0.02295 -0.0435 1.0000 0.1850
-1.000 -0.0154 0.03102 0.02116 -0.0435 1.0000 0.1762
-0.750 0.0084 0.03009 0.01985 -0.0432 1.0000 0.1738
-0.500 0.0300 0.02926 0.01885 -0.0430 1.0000 0.1780
-0.250 0.0506 0.02877 0.01818 -0.0425 1.0000 0.1848
0.000 0.0716 0.02841 0.01753 -0.0420 1.0000 0.1876
0.250 0.1220 0.02809 0.01693 -0.0466 0.9901 0.1981
0.500 0.1766 0.02787 0.01662 -0.0520 0.9768 0.2297
0.750 0.2292 0.02728 0.01639 -0.0570 0.9637 0.2983
1.000 0.2870 0.02574 0.01595 -0.0623 0.9497 1.0000
1.250 0.3329 0.02660 0.01644 -0.0665 0.9325 1.0000
1.500 0.3793 0.02740 0.01701 -0.0706 0.9154 1.0000
1.750 0.4262 0.02810 0.01756 -0.0746 0.8988 1.0000
2.000 0.4618 0.02876 0.01813 -0.0767 0.8804 1.0000
2.250 0.4997 0.02937 0.01871 -0.0789 0.8626 1.0000
2.500 0.5404 0.02989 0.01921 -0.0814 0.8458 1.0000
2.750 0.5834 0.03029 0.01962 -0.0839 0.8295 1.0000
3.000 0.6282 0.03054 0.01991 -0.0865 0.8138 1.0000
3.250 0.6642 0.03087 0.02033 -0.0875 0.7973 1.0000
3.500 0.6915 0.03143 0.02095 -0.0873 0.7795 1.0000
3.750 0.7231 0.03183 0.02144 -0.0875 0.7632 1.0000
4.000 0.7543 0.03222 0.02197 -0.0875 0.7475 1.0000
4.250 0.7842 0.03265 0.02252 -0.0873 0.7322 1.0000
4.500 0.8124 0.03316 0.02316 -0.0868 0.7173 1.0000
4.750 0.8390 0.03377 0.02391 -0.0862 0.7025 1.0000
5.000 0.8641 0.03447 0.02481 -0.0854 0.6878 1.0000
5.250 0.8880 0.03527 0.02579 -0.0846 0.6734 1.0000
5.500 0.9107 0.03617 0.02687 -0.0836 0.6591 1.0000
5.750 0.9316 0.03724 0.02814 -0.0826 0.6450 1.0000
6.000 0.9636 0.03703 0.02822 -0.0813 0.6286 1.0000
6.250 0.9963 0.03573 0.02715 -0.0785 0.6041 1.0000
6.500 1.0415 0.03224 0.02384 -0.0748 0.5718 1.0000
6.750 1.0727 0.03015 0.02193 -0.0712 0.5382 1.0000
7.000 1.0983 0.02838 0.02025 -0.0671 0.4981 1.0000
7.250 1.1088 0.02718 0.01907 -0.0612 0.4354 1.0000
7.500 1.0995 0.02741 0.01880 -0.0534 0.3177 1.0000
7.750 1.0897 0.02995 0.02013 -0.0479 0.2166 1.0000
8.000 1.0928 0.03259 0.02221 -0.0445 0.1693 1.0000
8.250 1.1045 0.03516 0.02448 -0.0421 0.1415 1.0000
8.500 1.1307 0.03821 0.02714 -0.0412 0.1200 1.0000
8.750 1.1721 0.04204 0.03096 -0.0420 0.1070 1.0000
9.000 1.1945 0.04497 0.03428 -0.0408 0.0988 1.0000
9.250 1.2261 0.04989 0.03922 -0.0411 0.0944 1.0000
9.500 1.2400 0.05354 0.04345 -0.0391 0.0936 1.0000
9.750 1.2479 0.05733 0.04780 -0.0368 0.0929 1.0000
10.000 1.2496 0.06115 0.05215 -0.0343 0.0922 1.0000
10.250 1.2467 0.06514 0.05661 -0.0318 0.0917 1.0000
10.500 1.2400 0.06925 0.06111 -0.0293 0.0917 1.0000
10.750 1.2297 0.07351 0.06571 -0.0271 0.0920 1.0000
11.000 1.2170 0.07789 0.07035 -0.0251 0.0927 1.0000
11.250 1.2047 0.08251 0.07514 -0.0234 0.0935 1.0000
11.500 1.1951 0.08750 0.08031 -0.0224 0.0948 1.0000
11.750 1.1010 0.09384 0.08710 -0.0258 0.1017 1.0000
12.000 1.0711 0.10197 0.09529 -0.0302 0.1045 1.0000
12.250 1.0578 0.10932 0.10267 -0.0332 0.1066 1.0000
12.500 0.9906 0.12878 0.12201 -0.0495 0.1176 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 399 AIRFOIL (goe399-il)