GOE 400 AIRFOIL (goe400-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 400 AIRFOIL (goe400-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.42 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe400-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe400-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 400 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.4158 0.12414 0.11717 0.0029 1.0000 0.1149
-9.000 -0.4175 0.12379 0.11691 -0.0003 1.0000 0.1166
-8.750 -0.4233 0.12450 0.11774 -0.0044 1.0000 0.1172
-8.500 -0.3965 0.11436 0.10754 -0.0010 1.0000 0.1207
-8.250 -0.3878 0.11095 0.10415 -0.0017 1.0000 0.1243
-8.000 -0.3838 0.10883 0.10208 -0.0037 1.0000 0.1284
-7.750 -0.3873 0.10920 0.10259 -0.0087 1.0000 0.1306
-7.500 -0.3727 0.10281 0.09620 -0.0067 1.0000 0.1340
-7.250 -0.3626 0.09930 0.09272 -0.0070 1.0000 0.1391
-7.000 -0.3565 0.09780 0.09129 -0.0119 1.0000 0.1440
-6.750 -0.3475 0.09516 0.08872 -0.0164 1.0000 0.1464
-6.500 -0.3352 0.09015 0.08374 -0.0137 1.0000 0.1507
-6.250 -0.3238 0.08748 0.08111 -0.0165 1.0000 0.1570
-6.000 -0.3108 0.08533 0.07900 -0.0229 1.0000 0.1612
-5.750 -0.3005 0.08097 0.07470 -0.0199 1.0000 0.1675
-5.500 -0.2848 0.07916 0.07290 -0.0268 1.0000 0.1760
-5.250 -0.2761 0.07514 0.06895 -0.0236 1.0000 0.1827
-5.000 -0.2609 0.07297 0.06681 -0.0286 1.0000 0.1912
-4.750 -0.2530 0.06969 0.06362 -0.0264 1.0000 0.1978
-4.500 -0.2407 0.06742 0.06138 -0.0292 1.0000 0.2067
-4.250 -0.2269 0.06610 0.06003 -0.0325 1.0000 0.2192
-4.000 -0.2282 0.06280 0.05688 -0.0281 1.0000 0.2237
-3.750 -0.2211 0.06103 0.05512 -0.0288 1.0000 0.2361
-3.500 -0.2149 0.05916 0.05326 -0.0287 1.0000 0.2504
-3.250 -0.2089 0.05710 0.05123 -0.0279 1.0000 0.2661
-3.000 -0.2015 0.05503 0.04919 -0.0271 1.0000 0.2840
-2.750 -0.1894 0.05307 0.04722 -0.0279 1.0000 0.3098
-1.750 -0.1606 0.04409 0.03850 -0.0196 1.0000 0.4774
-1.500 -0.1435 0.04127 0.03577 -0.0181 0.9960 0.5373
-1.250 -0.1085 0.03817 0.03268 -0.0198 0.9858 0.6067
-1.000 -0.0593 0.03526 0.02973 -0.0255 0.9745 0.6405
-0.750 0.1746 0.03541 0.02711 -0.0779 0.9573 0.2277
-0.500 0.2307 0.03368 0.02483 -0.0837 0.9450 0.2149
-0.250 0.2841 0.03205 0.02270 -0.0886 0.9328 0.2089
0.000 0.3349 0.03080 0.02110 -0.0930 0.9205 0.2233
0.250 0.3882 0.02953 0.01954 -0.0975 0.9088 0.2516
0.500 0.4372 0.02864 0.01843 -0.1011 0.8960 0.2960
0.750 0.4780 0.02812 0.01785 -0.1031 0.8821 0.3291
1.000 0.5160 0.02784 0.01755 -0.1046 0.8681 0.3540
1.250 0.5510 0.02766 0.01745 -0.1056 0.8539 0.3753
1.500 0.5835 0.02754 0.01751 -0.1061 0.8397 0.4047
1.750 0.6138 0.02632 0.01763 -0.1060 0.8258 1.0000
2.000 0.6453 0.02694 0.01785 -0.1059 0.8113 1.0000
2.250 0.6742 0.02755 0.01818 -0.1054 0.7967 1.0000
2.500 0.7013 0.02819 0.01864 -0.1047 0.7823 1.0000
2.750 0.7273 0.02886 0.01918 -0.1039 0.7677 1.0000
3.000 0.7526 0.02956 0.01984 -0.1030 0.7533 1.0000
3.250 0.7774 0.03028 0.02051 -0.1020 0.7389 1.0000
3.500 0.8017 0.03102 0.02123 -0.1010 0.7245 1.0000
3.750 0.8258 0.03176 0.02198 -0.0998 0.7102 1.0000
4.000 0.8497 0.03251 0.02277 -0.0986 0.6960 1.0000
4.250 0.8736 0.03322 0.02352 -0.0973 0.6818 1.0000
4.500 0.8979 0.03387 0.02420 -0.0959 0.6678 1.0000
4.750 0.9207 0.03465 0.02505 -0.0945 0.6531 1.0000
5.000 0.9429 0.03550 0.02602 -0.0932 0.6381 1.0000
5.250 0.9650 0.03634 0.02695 -0.0917 0.6231 1.0000
5.500 0.9873 0.03711 0.02783 -0.0902 0.6079 1.0000
5.750 1.0068 0.03811 0.02897 -0.0887 0.5908 1.0000
6.000 1.0263 0.03893 0.02992 -0.0870 0.5722 1.0000
6.250 1.0511 0.03865 0.02978 -0.0843 0.5531 1.0000
6.500 1.0814 0.03722 0.02840 -0.0808 0.5341 1.0000
6.750 1.1021 0.03735 0.02868 -0.0785 0.5119 1.0000
7.000 1.1282 0.03686 0.02834 -0.0759 0.4922 1.0000
7.250 1.1545 0.03633 0.02791 -0.0734 0.4714 1.0000
7.500 1.1787 0.03595 0.02764 -0.0709 0.4467 1.0000
7.750 1.2019 0.03579 0.02760 -0.0684 0.4194 1.0000
8.000 1.2271 0.03529 0.02713 -0.0656 0.3873 1.0000
8.250 1.2475 0.03466 0.02636 -0.0623 0.3448 1.0000
8.500 1.2611 0.03370 0.02504 -0.0589 0.2947 1.0000
8.750 1.2688 0.03452 0.02566 -0.0559 0.2468 1.0000
9.000 1.2730 0.03636 0.02709 -0.0529 0.1990 1.0000
9.250 1.2768 0.03933 0.02965 -0.0501 0.1576 1.0000
9.500 1.2885 0.04243 0.03265 -0.0480 0.1327 1.0000
9.750 1.3043 0.04531 0.03544 -0.0464 0.1172 1.0000
10.000 1.3236 0.04888 0.03922 -0.0451 0.1085 1.0000
10.250 1.3457 0.05252 0.04272 -0.0443 0.1008 1.0000
10.500 1.3479 0.05617 0.04703 -0.0423 0.0973 1.0000
10.750 1.3510 0.05999 0.05127 -0.0406 0.0939 1.0000
11.000 1.3537 0.06408 0.05568 -0.0391 0.0919 1.0000
11.250 1.3505 0.06848 0.06042 -0.0376 0.0909 1.0000
11.500 1.3354 0.07301 0.06532 -0.0359 0.0910 1.0000
11.750 1.3060 0.07777 0.07044 -0.0347 0.0920 1.0000
12.000 1.2707 0.08378 0.07675 -0.0359 0.0935 1.0000
12.250 1.2342 0.09130 0.08451 -0.0395 0.0953 1.0000
12.500 1.2001 0.10006 0.09342 -0.0444 0.0974 1.0000
12.750 1.1734 0.10904 0.10248 -0.0492 0.0993 1.0000
13.000 1.1536 0.11777 0.11123 -0.0535 0.1005 1.0000
13.250 1.0540 0.15125 0.14448 -0.0790 0.1247 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 400 AIRFOIL (goe400-il)