GOE 403 AIRFOIL (goe403-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 403 AIRFOIL (goe403-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.59 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe403-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe403-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 403 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3560 0.11216 0.10531 -0.0214 1.0000 0.1283
-8.500 -0.3599 0.11116 0.10442 -0.0230 1.0000 0.1318
-8.250 -0.3717 0.11145 0.10487 -0.0249 1.0000 0.1329
-8.000 -0.3466 0.10369 0.09705 -0.0227 1.0000 0.1394
-7.750 -0.3486 0.10192 0.09539 -0.0233 1.0000 0.1444
-7.500 -0.3617 0.10194 0.09559 -0.0246 1.0000 0.1464
-7.250 -0.3466 0.09633 0.08999 -0.0227 1.0000 0.1515
-7.000 -0.3482 0.09435 0.08812 -0.0230 1.0000 0.1581
-6.750 -0.3574 0.09444 0.08836 -0.0280 1.0000 0.1607
-6.500 -0.3444 0.08894 0.08289 -0.0231 1.0000 0.1713
-6.250 -0.3452 0.08659 0.08065 -0.0246 1.0000 0.1768
-6.000 -0.3431 0.08447 0.07861 -0.0252 1.0000 0.1874
-5.500 -0.3383 0.07888 0.07318 -0.0253 1.0000 0.2038
-5.250 -0.3347 0.07637 0.07067 -0.0246 1.0000 0.2151
-5.000 -0.3314 0.07308 0.06745 -0.0220 1.0000 0.2234
-4.750 -0.3283 0.07048 0.06489 -0.0219 1.0000 0.2352
-4.500 -0.3239 0.06788 0.06233 -0.0215 1.0000 0.2489
-4.250 -0.3187 0.06527 0.05974 -0.0207 1.0000 0.2657
-4.000 -0.3120 0.06268 0.05716 -0.0210 1.0000 0.2881
-3.750 -0.3079 0.06008 0.05461 -0.0187 1.0000 0.3164
-3.000 -0.3075 0.05269 0.04747 -0.0050 1.0000 0.4437
-2.750 -0.3127 0.05033 0.04523 0.0020 1.0000 0.4980
-2.500 -0.3172 0.04796 0.04297 0.0086 1.0000 0.5512
-2.250 -0.3193 0.04546 0.04056 0.0148 1.0000 0.5945
-2.000 -0.0675 0.03536 0.02708 -0.0544 1.0000 0.1893
-1.750 -0.0379 0.03289 0.02417 -0.0556 1.0000 0.1783
-1.500 -0.0118 0.03128 0.02217 -0.0562 1.0000 0.1798
-1.250 0.0130 0.03016 0.02062 -0.0565 1.0000 0.1869
-1.000 0.0373 0.02906 0.01912 -0.0567 1.0000 0.1872
-0.750 0.0591 0.02824 0.01801 -0.0567 1.0000 0.1904
-0.500 0.0789 0.02773 0.01729 -0.0564 1.0000 0.1975
-0.250 0.1237 0.02727 0.01655 -0.0604 0.9905 0.2216
0.000 0.1807 0.02666 0.01583 -0.0661 0.9761 0.2765
0.250 0.2339 0.02534 0.01532 -0.0713 0.9626 0.4300
0.500 0.2879 0.02425 0.01470 -0.0759 0.9460 1.0000
0.750 0.3402 0.02499 0.01502 -0.0811 0.9289 1.0000
1.000 0.3817 0.02563 0.01541 -0.0843 0.9104 1.0000
1.250 0.4244 0.02621 0.01580 -0.0876 0.8930 1.0000
1.500 0.4681 0.02671 0.01617 -0.0908 0.8768 1.0000
1.750 0.5118 0.02715 0.01653 -0.0939 0.8616 1.0000
2.000 0.5543 0.02755 0.01692 -0.0966 0.8470 1.0000
2.250 0.5942 0.02793 0.01729 -0.0986 0.8326 1.0000
2.500 0.6301 0.02836 0.01772 -0.0999 0.8185 1.0000
2.750 0.6609 0.02891 0.01831 -0.1004 0.8039 1.0000
3.000 0.6904 0.02949 0.01900 -0.1007 0.7898 1.0000
3.250 0.7193 0.03009 0.01967 -0.1008 0.7760 1.0000
3.500 0.7502 0.03059 0.02028 -0.1010 0.7632 1.0000
3.750 0.7760 0.03128 0.02108 -0.1006 0.7496 1.0000
4.000 0.8004 0.03205 0.02199 -0.1001 0.7361 1.0000
4.250 0.8243 0.03284 0.02300 -0.0995 0.7227 1.0000
4.500 0.8477 0.03366 0.02400 -0.0987 0.7093 1.0000
4.750 0.8713 0.03445 0.02499 -0.0979 0.6959 1.0000
5.000 0.8986 0.03487 0.02565 -0.0970 0.6818 1.0000
5.250 0.9585 0.02813 0.01909 -0.0898 0.6274 1.0000
5.500 0.9878 0.02690 0.01801 -0.0865 0.5986 1.0000
5.750 1.0075 0.02484 0.01582 -0.0803 0.5409 1.0000
6.000 1.0179 0.02405 0.01488 -0.0746 0.4760 1.0000
6.250 1.0261 0.02409 0.01482 -0.0697 0.4038 1.0000
6.500 1.0267 0.02544 0.01518 -0.0649 0.2217 1.0000
6.750 1.0254 0.02891 0.01739 -0.0619 0.1069 1.0000
7.000 1.0345 0.03113 0.01958 -0.0595 0.0936 1.0000
7.250 1.0429 0.03318 0.02170 -0.0570 0.0867 1.0000
7.500 1.0501 0.03523 0.02385 -0.0543 0.0818 1.0000
7.750 1.0594 0.03715 0.02589 -0.0519 0.0770 1.0000
8.000 1.0723 0.03932 0.02806 -0.0497 0.0731 1.0000
8.250 1.1128 0.04167 0.03040 -0.0492 0.0716 1.0000
8.500 1.1649 0.04487 0.03371 -0.0502 0.0715 1.0000
8.750 1.2037 0.04848 0.03760 -0.0504 0.0725 1.0000
9.000 1.2251 0.05111 0.04098 -0.0485 0.0748 1.0000
9.250 1.2396 0.05489 0.04548 -0.0463 0.0780 1.0000
9.500 1.2517 0.05921 0.05029 -0.0445 0.0805 1.0000
9.750 1.2607 0.06378 0.05523 -0.0429 0.0823 1.0000
10.000 1.2708 0.06897 0.06066 -0.0417 0.0839 1.0000
10.250 1.2588 0.07209 0.06443 -0.0386 0.0860 1.0000
10.500 1.2310 0.07603 0.06892 -0.0356 0.0885 1.0000
10.750 1.2058 0.08012 0.07330 -0.0333 0.0902 1.0000
11.000 1.1799 0.08470 0.07808 -0.0325 0.0917 1.0000
11.250 1.1554 0.08998 0.08352 -0.0332 0.0931 1.0000
11.500 1.1352 0.09591 0.08957 -0.0350 0.0946 1.0000
11.750 1.1316 0.10197 0.09571 -0.0362 0.0972 1.0000
12.000 1.0837 0.11074 0.10459 -0.0435 0.0979 1.0000
12.250 1.0422 0.12244 0.11619 -0.0532 0.0987 1.0000
12.500 1.0061 0.13662 0.13025 -0.0640 0.1026 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 403 AIRFOIL (goe403-il)