GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.18 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe404-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe404-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 404 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2437 0.12514 0.11778 -0.0272 1.0000 0.1703
-9.750 -0.2579 0.12560 0.11836 -0.0293 1.0000 0.1740
-9.500 -0.2629 0.12361 0.11649 -0.0304 1.0000 0.1757
-9.250 -0.2330 0.11720 0.11008 -0.0285 1.0000 0.1800
-9.000 -0.2267 0.11460 0.10755 -0.0282 1.0000 0.1849
-8.750 -0.2338 0.11354 0.10661 -0.0285 1.0000 0.1900
-8.500 -0.2635 0.11507 0.10834 -0.0287 1.0000 0.1922
-8.250 -0.2446 0.10962 0.10296 -0.0273 1.0000 0.1952
-8.000 -0.2329 0.10640 0.09981 -0.0255 1.0000 0.2001
-7.750 -0.2411 0.10521 0.09874 -0.0236 1.0000 0.2049
-7.500 -0.2679 0.10573 0.09946 -0.0208 1.0000 0.2084
-7.250 -0.3059 0.10713 0.10107 -0.0167 1.0000 0.2096
-7.000 -0.3447 0.10845 0.10257 -0.0135 1.0000 0.2102
-6.750 -0.3433 0.10507 0.09930 -0.0104 1.0000 0.2125
-6.500 -0.3318 0.10212 0.09640 -0.0070 1.0000 0.2178
-6.250 -0.3495 0.10151 0.09590 -0.0042 1.0000 0.2216
-6.000 -0.3744 0.10129 0.09580 -0.0031 1.0000 0.2260
-5.750 -0.4105 0.10189 0.09648 -0.0074 1.0000 0.2293
-5.500 -0.3948 0.09766 0.09235 -0.0004 1.0000 0.2338
-5.250 -0.3965 0.09595 0.09070 0.0006 0.9991 0.2417
-5.000 -0.3634 0.09171 0.08645 -0.0061 0.9871 0.2569
-4.750 -0.3327 0.08787 0.08259 -0.0124 0.9742 0.2747
-4.500 -0.3028 0.08433 0.07904 -0.0174 0.9608 0.2948
-4.250 -0.2743 0.08125 0.07594 -0.0219 0.9469 0.3209
-4.000 -0.2419 0.07772 0.07243 -0.0252 0.9348 0.3519
-3.750 -0.2203 0.07517 0.06991 -0.0254 0.9204 0.3902
-3.500 0.2160 0.05339 0.04786 -0.0491 0.9571 1.0000
-3.250 0.2642 0.04980 0.04424 -0.0589 0.9414 1.0000
-3.000 0.2764 0.04847 0.04291 -0.0602 0.9234 0.9835
-2.750 0.2079 0.05133 0.04588 -0.0458 0.9010 0.9070
-2.500 0.1383 0.05368 0.04834 -0.0341 0.8783 0.8430
-2.250 0.0394 0.05232 0.04533 -0.0778 0.8322 0.2813
-2.000 0.1241 0.04710 0.03895 -0.0891 0.8244 0.2251
-1.750 0.1535 0.04539 0.03691 -0.0900 0.8089 0.2229
-1.500 0.1870 0.04400 0.03508 -0.0912 0.7946 0.2261
-1.250 0.2328 0.04189 0.03269 -0.0935 0.7846 0.2354
-1.000 0.2669 0.04094 0.03139 -0.0941 0.7716 0.2455
-0.750 0.2922 0.04030 0.03066 -0.0939 0.7579 0.2547
-0.500 0.3428 0.03874 0.02871 -0.0958 0.7502 0.2678
-0.250 0.3594 0.03892 0.02890 -0.0946 0.7354 0.2751
0.000 0.3864 0.03898 0.02875 -0.0942 0.7243 0.2852
0.250 0.4223 0.03841 0.02813 -0.0946 0.7147 0.2966
0.500 0.4418 0.03915 0.02877 -0.0939 0.7027 0.3073
0.750 0.4793 0.03857 0.02817 -0.0942 0.6946 0.3253
1.000 0.4899 0.03987 0.02959 -0.0929 0.6831 0.3378
1.250 0.5211 0.03967 0.02955 -0.0929 0.6758 0.3701
1.500 0.5314 0.04096 0.03118 -0.0919 0.6662 0.4110
1.750 0.5607 0.04018 0.03172 -0.0913 0.6580 1.0000
2.000 0.6058 0.03991 0.03085 -0.0915 0.6531 1.0000
2.250 0.5759 0.04468 0.03568 -0.0888 0.6415 1.0000
2.500 0.6081 0.04530 0.03601 -0.0888 0.6361 1.0000
2.750 0.5912 0.04930 0.03997 -0.0869 0.6284 1.0000
3.000 0.5871 0.05232 0.04290 -0.0856 0.6217 1.0000
3.250 0.6164 0.05338 0.04379 -0.0857 0.6168 1.0000
3.500 0.6202 0.05624 0.04657 -0.0850 0.6126 1.0000
3.750 0.5992 0.06049 0.05082 -0.0836 0.6089 1.0000
4.000 0.5956 0.06370 0.05398 -0.0830 0.6060 1.0000
4.250 0.5964 0.06675 0.05699 -0.0826 0.6043 1.0000
4.500 0.6084 0.06911 0.05929 -0.0825 0.6004 1.0000
4.750 0.6289 0.07089 0.06098 -0.0821 0.5925 1.0000
5.000 0.6214 0.07394 0.06403 -0.0811 0.5866 1.0000
5.250 0.6498 0.07475 0.06475 -0.0803 0.5718 1.0000
5.500 0.6920 0.07462 0.06451 -0.0796 0.5566 1.0000
5.750 0.6713 0.07864 0.06856 -0.0785 0.5497 1.0000
6.000 0.7040 0.07927 0.06913 -0.0778 0.5365 1.0000
6.250 0.6978 0.08254 0.07242 -0.0771 0.5278 1.0000
6.500 0.7149 0.08429 0.07415 -0.0763 0.5159 1.0000
6.750 0.7579 0.08405 0.07386 -0.0752 0.5019 1.0000
7.000 0.7296 0.08922 0.07909 -0.0748 0.4928 1.0000
7.250 0.7476 0.09097 0.08082 -0.0740 0.4798 1.0000
7.500 0.7926 0.09042 0.08024 -0.0725 0.4660 1.0000
7.750 0.7539 0.09707 0.08695 -0.0730 0.4571 1.0000
8.000 0.7799 0.09851 0.08839 -0.0721 0.4459 1.0000
8.250 0.7568 0.10445 0.09437 -0.0730 0.4415 1.0000
8.500 0.7500 0.10920 0.09915 -0.0738 0.4388 1.0000
8.750 0.7461 0.11479 0.10479 -0.0753 0.4447 1.0000
9.000 0.7848 0.11565 0.10561 -0.0741 0.4298 1.0000
9.250 0.6957 0.12956 0.11974 -0.0820 0.5065 1.0000
9.500 0.7097 0.13346 0.12363 -0.0826 0.5012 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)