GOE 405 AIRFOIL (goe405-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 405 AIRFOIL (goe405-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.21 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe405-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe405-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2455 0.12141 0.11539 -0.0489 0.9730 0.1017
-8.250 -0.2427 0.11932 0.11334 -0.0531 0.9652 0.1021
-8.000 -0.2389 0.11674 0.11081 -0.0571 0.9574 0.1023
-7.750 -0.2120 0.10996 0.10397 -0.0563 0.9543 0.1038
-7.500 -0.1945 0.10603 0.09999 -0.0571 0.9490 0.1075
-7.250 -0.1879 0.10341 0.09738 -0.0587 0.9413 0.1103
-7.000 -0.1890 0.10168 0.09568 -0.0624 0.9318 0.1152
-6.000 -0.1612 0.08448 0.07835 -0.0746 0.8987 0.0707
-5.750 -0.1442 0.08033 0.07414 -0.0791 0.8927 0.0700
-5.500 -0.1379 0.07716 0.07091 -0.0812 0.8835 0.0710
-5.250 -0.1164 0.07262 0.06622 -0.0867 0.8777 0.0718
-5.000 -0.1053 0.06919 0.06269 -0.0886 0.8694 0.0717
-4.750 -0.0817 0.06477 0.05808 -0.0929 0.8636 0.0713
-4.500 -0.0597 0.06026 0.05329 -0.0969 0.8569 0.0726
-4.250 -0.0361 0.05617 0.04890 -0.1002 0.8502 0.0754
-4.000 -0.0037 0.05296 0.04541 -0.1034 0.8463 0.0772
-3.750 0.0123 0.05026 0.04244 -0.1037 0.8376 0.0781
-3.500 0.0456 0.04722 0.03898 -0.1066 0.8328 0.0822
-3.250 0.0764 0.04358 0.03465 -0.1090 0.8272 0.0866
-3.000 0.1031 0.04094 0.03145 -0.1098 0.8203 0.0886
-2.750 0.1393 0.03933 0.02955 -0.1116 0.8161 0.0923
-2.500 0.1589 0.03834 0.02826 -0.1107 0.8073 0.0967
-2.250 0.1939 0.03701 0.02656 -0.1120 0.8024 0.1057
-2.000 0.2193 0.03621 0.02547 -0.1117 0.7948 0.1130
-1.750 0.2508 0.03526 0.02426 -0.1123 0.7887 0.1221
-1.500 0.2896 0.03443 0.02322 -0.1138 0.7851 0.1401
-1.250 0.3053 0.03452 0.02320 -0.1119 0.7748 0.1566
-1.000 0.3438 0.03402 0.02251 -0.1134 0.7709 0.1861
-0.750 0.3609 0.03429 0.02260 -0.1118 0.7609 0.2096
-0.500 0.3990 0.03370 0.02190 -0.1133 0.7566 0.2357
-0.250 0.4185 0.03381 0.02186 -0.1121 0.7471 0.2529
0.000 0.4559 0.03321 0.02111 -0.1133 0.7424 0.2717
0.250 0.4771 0.03326 0.02110 -0.1123 0.7335 0.2873
0.500 0.5112 0.03276 0.02054 -0.1131 0.7279 0.3052
1.000 0.5650 0.03236 0.02017 -0.1127 0.7131 0.3484
1.250 0.6061 0.03142 0.01948 -0.1146 0.7096 0.3984
1.500 0.6244 0.03071 0.02000 -0.1133 0.6985 1.0000
1.750 0.6656 0.03039 0.01934 -0.1148 0.6945 1.0000
2.000 0.6763 0.03115 0.01995 -0.1123 0.6826 1.0000
2.500 0.7262 0.03164 0.02011 -0.1111 0.6667 1.0000
2.750 0.7445 0.03215 0.02051 -0.1096 0.6570 1.0000
3.000 0.7758 0.03210 0.02034 -0.1098 0.6505 1.0000
3.250 0.7897 0.03282 0.02101 -0.1079 0.6400 1.0000
3.500 0.8247 0.03258 0.02066 -0.1085 0.6344 1.0000
3.750 0.8353 0.03346 0.02151 -0.1062 0.6232 1.0000
4.000 0.8732 0.03307 0.02106 -0.1071 0.6183 1.0000
4.250 0.8809 0.03410 0.02207 -0.1045 0.6066 1.0000
4.500 0.9216 0.03355 0.02147 -0.1058 0.6022 1.0000
4.750 0.9264 0.03473 0.02268 -0.1028 0.5903 1.0000
5.250 0.9722 0.03533 0.02328 -0.1012 0.5741 1.0000
5.750 1.0184 0.03589 0.02389 -0.0996 0.5579 1.0000
6.000 1.0231 0.03722 0.02528 -0.0969 0.5468 1.0000
6.250 1.0646 0.03645 0.02451 -0.0980 0.5419 1.0000
6.500 1.0653 0.03803 0.02619 -0.0949 0.5303 1.0000
6.750 1.0818 0.03873 0.02695 -0.0936 0.5216 1.0000
7.000 1.1069 0.03891 0.02719 -0.0930 0.5141 1.0000
7.250 1.1146 0.04021 0.02857 -0.0909 0.5043 1.0000
7.500 1.1478 0.03987 0.02832 -0.0910 0.4980 1.0000
7.750 1.1488 0.04167 0.03023 -0.0884 0.4877 1.0000
8.000 1.1872 0.04100 0.02965 -0.0889 0.4821 1.0000
8.250 1.1816 0.04330 0.03207 -0.0859 0.4715 1.0000
8.500 1.2233 0.04243 0.03134 -0.0867 0.4663 1.0000
8.750 1.2115 0.04524 0.03428 -0.0833 0.4555 1.0000
9.000 1.2563 0.04416 0.03332 -0.0842 0.4507 1.0000
9.250 1.2364 0.04767 0.03698 -0.0806 0.4397 1.0000
9.500 1.2835 0.04638 0.03584 -0.0815 0.4352 1.0000
9.750 1.2549 0.05075 0.04035 -0.0777 0.4239 1.0000
10.000 1.3020 0.04937 0.03920 -0.0784 0.4198 1.0000
10.250 1.2630 0.05498 0.04494 -0.0746 0.4083 1.0000
10.500 1.3075 0.05364 0.04381 -0.0749 0.4047 1.0000
10.750 1.2590 0.06073 0.05099 -0.0717 0.3924 1.0000
11.000 1.3040 0.05897 0.04949 -0.0716 0.3893 1.0000
11.250 1.2460 0.06798 0.05853 -0.0695 0.3761 1.0000
11.500 1.1976 0.07740 0.06798 -0.0694 0.3631 1.0000
11.750 1.2217 0.07753 0.06834 -0.0685 0.3599 1.0000
12.250 1.2367 0.08054 0.07169 -0.0664 0.3420 1.0000
12.500 1.1514 0.09887 0.08989 -0.0708 0.3312 1.0000
12.750 1.1341 0.10555 0.09666 -0.0720 0.3239 1.0000
13.000 1.1298 0.10996 0.10120 -0.0726 0.3172 1.0000
13.250 1.2205 0.09189 0.08364 -0.0640 0.2919 1.0000
13.500 1.1737 0.10581 0.09758 -0.0683 0.2917 1.0000
14.000 1.2288 0.09586 0.08797 -0.0619 0.2212 1.0000
14.250 1.2180 0.10074 0.09294 -0.0629 0.1951 1.0000
14.500 1.2020 0.10716 0.09952 -0.0647 0.1728 1.0000
14.750 1.1896 0.11071 0.10161 -0.0646 0.0751 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 405 AIRFOIL (goe405-il)