GOE 402 AIRFOIL (goe402-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 402 AIRFOIL (goe402-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.52 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe402-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe402-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 402 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2959 0.10490 0.09836 -0.0211 1.0000 0.0976
-7.750 -0.2989 0.10381 0.09739 -0.0219 1.0000 0.1001
-7.500 -0.3048 0.10356 0.09730 -0.0239 1.0000 0.1013
-7.250 -0.3056 0.10298 0.09686 -0.0278 1.0000 0.1020
-7.000 -0.2893 0.09526 0.08914 -0.0216 1.0000 0.1076
-6.750 -0.2865 0.09308 0.08706 -0.0223 1.0000 0.1119
-6.500 -0.2863 0.09261 0.08671 -0.0265 1.0000 0.1154
-6.250 -0.2817 0.08918 0.08339 -0.0264 1.0000 0.1176
-6.000 -0.2760 0.08545 0.07975 -0.0236 1.0000 0.1232
-5.750 -0.2726 0.08417 0.07855 -0.0262 1.0000 0.1290
-5.500 -0.2703 0.08181 0.07630 -0.0271 1.0000 0.1322
-5.250 -0.2704 0.07890 0.07351 -0.0236 1.0000 0.1386
-5.000 -0.2659 0.07978 0.07436 -0.0297 1.0000 0.1453
-4.750 -0.2740 0.07545 0.07022 -0.0226 1.0000 0.1496
-4.500 -0.2653 0.07574 0.07042 -0.0279 1.0000 0.1599
-4.250 -0.2726 0.07174 0.06660 -0.0218 1.0000 0.1646
-4.000 -0.2634 0.07020 0.06499 -0.0246 1.0000 0.1758
-3.750 -0.2528 0.06855 0.06330 -0.0265 1.0000 0.1893
-3.500 -0.2530 0.06537 0.06023 -0.0231 1.0000 0.1978
-3.250 -0.2351 0.06377 0.05852 -0.0271 1.0000 0.2178
-3.000 -0.2282 0.06094 0.05574 -0.0261 1.0000 0.2335
-2.750 -0.2153 0.05882 0.05359 -0.0271 1.0000 0.2611
-2.500 -0.2063 0.05631 0.05112 -0.0264 1.0000 0.2907
-2.250 -0.1835 0.05264 0.04753 -0.0267 0.9902 0.3644
-1.750 -0.1597 0.04547 0.04074 -0.0170 0.9652 0.5464
-1.500 -0.1386 0.04242 0.03777 -0.0143 0.9515 0.6161
-1.250 -0.1090 0.03956 0.03494 -0.0139 0.9373 0.6668
-1.000 -0.0593 0.03680 0.03208 -0.0198 0.9224 0.6980
-0.750 0.2259 0.03671 0.02878 -0.0837 0.9008 0.2588
-0.500 0.2844 0.03496 0.02636 -0.0881 0.8867 0.2101
-0.250 0.3398 0.03345 0.02425 -0.0918 0.8726 0.1837
0.000 0.3933 0.03223 0.02243 -0.0949 0.8582 0.1743
0.250 0.4415 0.03091 0.02083 -0.0974 0.8436 0.1756
0.500 0.4925 0.02983 0.01935 -0.0997 0.8287 0.1746
0.750 0.5380 0.02877 0.01816 -0.1013 0.8133 0.1790
1.000 0.5775 0.02803 0.01735 -0.1018 0.7974 0.1944
1.250 0.6070 0.02775 0.01705 -0.1012 0.7791 0.2129
1.500 0.6364 0.02744 0.01686 -0.1006 0.7610 0.2480
1.750 0.6733 0.02586 0.01645 -0.1007 0.7441 1.0000
2.000 0.7016 0.02629 0.01645 -0.0996 0.7270 1.0000
2.250 0.7288 0.02675 0.01662 -0.0985 0.7105 1.0000
2.500 0.7546 0.02730 0.01695 -0.0974 0.6946 1.0000
2.750 0.7789 0.02796 0.01745 -0.0963 0.6794 1.0000
3.000 0.8019 0.02875 0.01812 -0.0953 0.6649 1.0000
3.250 0.8237 0.02963 0.01895 -0.0944 0.6509 1.0000
3.500 0.8440 0.03068 0.01996 -0.0934 0.6375 1.0000
3.750 0.8630 0.03194 0.02121 -0.0926 0.6254 1.0000
4.000 0.8831 0.03315 0.02241 -0.0919 0.6147 1.0000
4.250 0.9110 0.03367 0.02288 -0.0913 0.6064 1.0000
4.500 0.9239 0.03557 0.02491 -0.0906 0.5953 1.0000
4.750 0.9397 0.03736 0.02676 -0.0900 0.5866 1.0000
5.000 0.9620 0.03853 0.02796 -0.0894 0.5790 1.0000
5.250 0.9680 0.04129 0.03083 -0.0888 0.5699 1.0000
5.500 0.9951 0.04206 0.03165 -0.0883 0.5636 1.0000
5.750 0.9857 0.04648 0.03620 -0.0877 0.5552 1.0000
6.000 1.0136 0.04724 0.03709 -0.0872 0.5491 1.0000
6.250 0.9861 0.05339 0.04332 -0.0867 0.5413 1.0000
6.500 1.0247 0.05310 0.04315 -0.0860 0.5343 1.0000
6.750 0.9703 0.06144 0.05146 -0.0855 0.5281 1.0000
7.000 1.0047 0.06133 0.05148 -0.0842 0.5164 1.0000
7.250 1.0404 0.06062 0.05093 -0.0825 0.5026 1.0000
7.500 1.0849 0.05871 0.04925 -0.0804 0.4891 1.0000
7.750 1.0040 0.07001 0.06034 -0.0809 0.4825 1.0000
8.000 1.0223 0.07149 0.06201 -0.0798 0.4719 1.0000
8.250 1.0633 0.07054 0.06130 -0.0779 0.4600 1.0000
8.500 1.0140 0.07896 0.06963 -0.0790 0.4518 1.0000
8.750 1.0167 0.08220 0.07296 -0.0785 0.4412 1.0000
9.000 1.0363 0.08392 0.07487 -0.0775 0.4300 1.0000
9.250 1.0169 0.08976 0.08072 -0.0783 0.4213 1.0000
9.500 1.0085 0.09469 0.08571 -0.0788 0.4126 1.0000
9.750 1.0230 0.09721 0.08838 -0.0781 0.4012 1.0000
10.000 0.9971 0.10425 0.09540 -0.0801 0.3967 1.0000
10.250 1.0144 0.10694 0.09825 -0.0796 0.3873 1.0000
10.500 1.0089 0.11304 0.10442 -0.0814 0.3883 1.0000
10.750 1.3769 0.04368 0.03656 -0.0438 0.2116 1.0000
11.000 1.3538 0.04622 0.03870 -0.0400 0.1797 1.0000
11.250 1.3334 0.05005 0.04212 -0.0380 0.1555 1.0000
11.500 1.3176 0.05422 0.04584 -0.0367 0.1375 1.0000
11.750 1.3079 0.05843 0.04989 -0.0357 0.1220 1.0000
12.000 1.3086 0.06197 0.05332 -0.0341 0.1086 1.0000
12.250 1.3243 0.06464 0.05591 -0.0319 0.0970 1.0000
12.500 1.3226 0.06856 0.06018 -0.0314 0.0916 1.0000
12.750 1.3351 0.07145 0.06302 -0.0301 0.0846 1.0000
13.000 1.3282 0.07604 0.06803 -0.0304 0.0825 1.0000
13.250 1.3211 0.08095 0.07326 -0.0309 0.0807 1.0000
13.500 1.3106 0.08638 0.07898 -0.0320 0.0800 1.0000
13.750 1.2932 0.09276 0.08565 -0.0342 0.0800 1.0000
14.000 1.2699 0.10023 0.09333 -0.0376 0.0807 1.0000
14.250 1.2431 0.10878 0.10210 -0.0423 0.0819 1.0000
14.500 1.2160 0.11820 0.11169 -0.0477 0.0834 1.0000
14.750 1.1934 0.12767 0.12125 -0.0530 0.0848 1.0000
15.000 1.0870 0.16487 0.15822 -0.0786 0.1084 1.0000
15.250 1.0805 0.17304 0.16633 -0.0827 0.1091 1.0000
15.500 1.0781 0.18032 0.17358 -0.0861 0.1098 1.0000
15.750 1.0799 0.18678 0.18003 -0.0886 0.1108 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 402 AIRFOIL (goe402-il)