GOE 405 AIRFOIL (goe405-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 405 AIRFOIL (goe405-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.92 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe405-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe405-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 405 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 -0.2957 0.13216 0.12615 -0.0285 1.0000 0.1428
-9.000 -0.3135 0.13282 0.12693 -0.0271 1.0000 0.1443
-8.750 -0.3346 0.13391 0.12816 -0.0256 1.0000 0.1450
-8.500 -0.3209 0.12790 0.12215 -0.0236 1.0000 0.1480
-8.250 -0.3207 0.12543 0.11972 -0.0215 1.0000 0.1520
-8.000 -0.3293 0.12423 0.11860 -0.0198 1.0000 0.1551
-7.750 -0.3441 0.12385 0.11832 -0.0182 1.0000 0.1579
-7.500 -0.3659 0.12440 0.11898 -0.0165 1.0000 0.1593
-7.250 -0.3909 0.12511 0.11980 -0.0144 1.0000 0.1599
-7.000 -0.4156 0.12581 0.12062 -0.0139 1.0000 0.1604
-6.750 -0.3822 0.11744 0.11221 -0.0109 1.0000 0.1655
-6.500 -0.3916 0.11591 0.11075 -0.0088 1.0000 0.1686
-6.250 -0.4054 0.11484 0.10975 -0.0073 1.0000 0.1717
-6.000 -0.4227 0.11444 0.10943 -0.0084 1.0000 0.1746
-5.750 -0.4354 0.11363 0.10868 -0.0119 1.0000 0.1762
-5.500 -0.4268 0.10853 0.10362 -0.0061 1.0000 0.1798
-5.250 -0.4279 0.10616 0.10128 -0.0051 1.0000 0.1850
-5.000 -0.4335 0.10566 0.10076 -0.0123 1.0000 0.1910
-4.750 -0.4317 0.10124 0.09641 -0.0075 1.0000 0.1945
-4.500 -0.4292 0.09865 0.09385 -0.0066 1.0000 0.2014
-4.250 -0.4240 0.09613 0.09129 -0.0116 1.0000 0.2081
-3.750 -0.4081 0.09052 0.08562 -0.0148 1.0000 0.2229
-3.500 -0.4048 0.08734 0.08249 -0.0119 1.0000 0.2280
-3.250 -0.3898 0.08458 0.07964 -0.0162 1.0000 0.2390
-3.000 -0.3749 0.08208 0.07706 -0.0190 1.0000 0.2530
-2.750 -0.3624 0.07941 0.07436 -0.0202 1.0000 0.2679
-2.500 -0.3495 0.07677 0.07168 -0.0211 1.0000 0.2829
-2.250 -0.3370 0.07409 0.06897 -0.0216 1.0000 0.2984
-2.000 -0.3252 0.07148 0.06634 -0.0215 1.0000 0.3149
-1.750 -0.3018 0.06904 0.06386 -0.0235 0.9954 0.3460
-1.500 -0.2164 0.06500 0.05972 -0.0314 0.9383 0.4689
-1.250 -0.0315 0.05866 0.05114 -0.0742 0.9188 0.2093
-1.000 0.0196 0.05580 0.04755 -0.0795 0.9070 0.1880
-0.750 0.0675 0.05418 0.04521 -0.0838 0.8955 0.1911
-0.500 0.0998 0.05318 0.04406 -0.0854 0.8845 0.1996
-0.250 0.1314 0.05223 0.04258 -0.0867 0.8731 0.2080
0.000 0.1631 0.05179 0.04198 -0.0880 0.8617 0.2299
0.250 0.2024 0.05127 0.04110 -0.0901 0.8513 0.2648
0.500 0.2294 0.05087 0.04060 -0.0906 0.8404 0.3026
0.750 0.2572 0.05088 0.04037 -0.0914 0.8291 0.3424
1.000 0.2929 0.05089 0.04029 -0.0934 0.8183 0.3792
1.250 0.3410 0.05095 0.04028 -0.0968 0.8084 0.4206
1.500 0.3595 0.05138 0.04083 -0.0965 0.7970 0.4508
1.750 0.3829 0.05171 0.04151 -0.0968 0.7868 0.5024
2.000 0.4209 0.05129 0.04196 -0.0987 0.7765 1.0000
2.250 0.4469 0.05246 0.04272 -0.0990 0.7662 1.0000
2.500 0.4602 0.05384 0.04385 -0.0980 0.7557 1.0000
2.750 0.4877 0.05499 0.04472 -0.0985 0.7457 1.0000
3.000 0.5127 0.05618 0.04569 -0.0988 0.7361 1.0000
3.250 0.5221 0.05774 0.04712 -0.0975 0.7258 1.0000
3.500 0.5499 0.05890 0.04811 -0.0980 0.7163 1.0000
3.750 0.5669 0.06034 0.04946 -0.0976 0.7067 1.0000
4.000 0.5773 0.06201 0.05105 -0.0965 0.6967 1.0000
4.250 0.6136 0.06292 0.05183 -0.0977 0.6878 1.0000
4.500 0.6156 0.06490 0.05379 -0.0960 0.6776 1.0000
4.750 0.6292 0.06660 0.05544 -0.0954 0.6680 1.0000
5.000 0.6679 0.06733 0.05610 -0.0965 0.6588 1.0000
5.250 0.6604 0.06990 0.05868 -0.0944 0.6487 1.0000
5.500 0.6786 0.07152 0.06027 -0.0941 0.6394 1.0000
5.750 0.7055 0.07267 0.06140 -0.0943 0.6298 1.0000
6.000 0.7011 0.07541 0.06417 -0.0928 0.6204 1.0000
6.250 0.7271 0.07672 0.06547 -0.0929 0.6111 1.0000
6.500 0.7325 0.07908 0.06785 -0.0921 0.6020 1.0000
6.750 0.7397 0.08150 0.07030 -0.0915 0.5935 1.0000
7.000 0.7727 0.08245 0.07126 -0.0919 0.5842 1.0000
7.250 0.7564 0.08633 0.07519 -0.0905 0.5769 1.0000
7.500 0.7919 0.08728 0.07619 -0.0910 0.5679 1.0000
7.750 0.7713 0.09171 0.08067 -0.0899 0.5628 1.0000
8.000 0.8072 0.09265 0.08165 -0.0902 0.5531 1.0000
8.250 0.7904 0.09727 0.08633 -0.0898 0.5509 1.0000
8.500 0.7866 0.10135 0.09047 -0.0900 0.5508 1.0000
8.750 0.7894 0.10530 0.09448 -0.0905 0.5521 1.0000
9.000 0.7225 0.11660 0.10593 -0.0940 0.6294 1.0000
9.250 0.7182 0.11897 0.10834 -0.0933 0.6243 1.0000
9.500 0.7368 0.12179 0.11121 -0.0939 0.6154 1.0000
9.750 0.7376 0.12426 0.11373 -0.0935 0.6088 1.0000
10.000 0.7543 0.12710 0.11666 -0.0941 0.6008 1.0000
10.250 0.7642 0.13036 0.11998 -0.0945 0.5968 1.0000
10.500 0.7681 0.13236 0.12204 -0.0942 0.5875 1.0000
10.750 0.7892 0.13624 0.12600 -0.0953 0.5828 1.0000
11.000 0.7868 0.13773 0.12754 -0.0947 0.5729 1.0000
11.250 0.8155 0.14228 0.13223 -0.0962 0.5687 1.0000
11.500 0.8023 0.14312 0.13311 -0.0952 0.5605 1.0000
11.750 0.8260 0.14692 0.13703 -0.0963 0.5547 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 405 AIRFOIL (goe405-il)