GOE 407 AIRFOIL (goe407-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 407 AIRFOIL (goe407-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.51 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe407-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe407-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 407 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3185 0.10143 0.09479 -0.0287 1.0000 0.1081
-7.500 -0.3265 0.09969 0.09317 -0.0272 1.0000 0.1100
-7.250 -0.3388 0.09832 0.09193 -0.0254 1.0000 0.1119
-7.000 -0.3537 0.09728 0.09102 -0.0249 1.0000 0.1143
-6.750 -0.3703 0.09663 0.09047 -0.0251 1.0000 0.1155
-6.500 -0.3857 0.09618 0.09006 -0.0260 1.0000 0.1162
-6.250 -0.3793 0.09146 0.08548 -0.0208 1.0000 0.1182
-6.000 -0.3609 0.08787 0.08189 -0.0219 0.9946 0.1240
-5.500 -0.3148 0.08016 0.07403 -0.0334 0.9748 0.1354
-5.250 -0.2926 0.07691 0.07071 -0.0373 0.9646 0.1425
-5.000 -0.2707 0.07341 0.06708 -0.0424 0.9537 0.1488
-4.750 -0.2464 0.06995 0.06358 -0.0445 0.9463 0.1552
-4.500 -0.2271 0.06704 0.06051 -0.0478 0.9346 0.1646
-4.250 -0.2064 0.06470 0.05800 -0.0506 0.9239 0.1787
-3.750 -0.1677 0.05888 0.05214 -0.0514 0.9068 0.2037
-3.250 -0.0867 0.04977 0.04160 -0.0604 0.8902 0.0866
-3.000 -0.0624 0.04725 0.03892 -0.0609 0.8829 0.0834
-2.750 -0.0358 0.04471 0.03605 -0.0615 0.8751 0.0796
-2.500 -0.0089 0.04252 0.03343 -0.0617 0.8676 0.0776
-2.250 0.0186 0.04071 0.03133 -0.0620 0.8604 0.0782
-2.000 0.0466 0.03902 0.02933 -0.0623 0.8534 0.0786
-1.750 0.0757 0.03733 0.02721 -0.0623 0.8459 0.0773
-1.500 0.1103 0.03567 0.02504 -0.0629 0.8400 0.0761
-1.250 0.1380 0.03444 0.02347 -0.0625 0.8312 0.0758
-1.000 0.1799 0.03274 0.02145 -0.0646 0.8265 0.0760
-0.750 0.2052 0.03181 0.02033 -0.0640 0.8161 0.0767
-0.500 0.2497 0.03050 0.01890 -0.0667 0.8109 0.0802
-0.250 0.2764 0.02990 0.01812 -0.0663 0.8003 0.0831
0.000 0.3321 0.02866 0.01654 -0.0706 0.7951 0.0862
0.250 0.3668 0.02807 0.01577 -0.0715 0.7845 0.0887
0.500 0.4158 0.02703 0.01466 -0.0748 0.7782 0.0939
0.750 0.4416 0.02680 0.01433 -0.0742 0.7664 0.1011
1.000 0.4748 0.02632 0.01387 -0.0749 0.7568 0.1133
1.250 0.5101 0.02576 0.01334 -0.0758 0.7472 0.1335
1.500 0.6203 0.02307 0.01251 -0.0924 0.7374 1.0000
1.750 0.6502 0.02311 0.01230 -0.0922 0.7264 1.0000
2.000 0.6768 0.02322 0.01224 -0.0915 0.7142 1.0000
2.250 0.6991 0.02346 0.01235 -0.0902 0.7010 1.0000
2.500 0.7231 0.02364 0.01241 -0.0891 0.6881 1.0000
2.750 0.7489 0.02377 0.01244 -0.0883 0.6754 1.0000
3.000 0.7769 0.02384 0.01239 -0.0878 0.6631 1.0000
3.250 0.8010 0.02404 0.01252 -0.0867 0.6496 1.0000
3.500 0.8226 0.02431 0.01276 -0.0852 0.6354 1.0000
3.750 0.8447 0.02459 0.01298 -0.0839 0.6211 1.0000
4.000 0.8670 0.02487 0.01323 -0.0826 0.6070 1.0000
4.250 0.8897 0.02516 0.01350 -0.0813 0.5932 1.0000
4.500 0.9126 0.02543 0.01374 -0.0801 0.5794 1.0000
4.750 0.9356 0.02571 0.01400 -0.0789 0.5659 1.0000
5.000 0.9538 0.02616 0.01449 -0.0771 0.5514 1.0000
5.250 0.9722 0.02661 0.01497 -0.0753 0.5375 1.0000
5.500 0.9913 0.02706 0.01545 -0.0737 0.5242 1.0000
5.750 1.0117 0.02749 0.01590 -0.0722 0.5121 1.0000
6.000 1.0351 0.02783 0.01625 -0.0712 0.5014 1.0000
6.250 1.0536 0.02836 0.01684 -0.0696 0.4895 1.0000
6.500 1.0723 0.02893 0.01746 -0.0680 0.4783 1.0000
6.750 1.0937 0.02935 0.01790 -0.0667 0.4675 1.0000
7.000 1.1155 0.02974 0.01833 -0.0655 0.4565 1.0000
7.250 1.1312 0.03036 0.01901 -0.0634 0.4441 1.0000
7.500 1.1480 0.03089 0.01958 -0.0614 0.4314 1.0000
7.750 1.1662 0.03140 0.02013 -0.0597 0.4193 1.0000
8.000 1.1863 0.03183 0.02054 -0.0582 0.4073 1.0000
8.250 1.1981 0.03257 0.02140 -0.0557 0.3947 1.0000
8.500 1.2100 0.03332 0.02224 -0.0532 0.3824 1.0000
8.750 1.2243 0.03399 0.02298 -0.0510 0.3709 1.0000
9.000 1.2412 0.03458 0.02363 -0.0492 0.3597 1.0000
9.250 1.2472 0.03559 0.02483 -0.0461 0.3485 1.0000
9.500 1.2568 0.03645 0.02581 -0.0434 0.3376 1.0000
9.750 1.2683 0.03715 0.02656 -0.0409 0.3264 1.0000
10.000 1.2699 0.03819 0.02776 -0.0372 0.3150 1.0000
10.250 1.2715 0.03930 0.02904 -0.0338 0.3032 1.0000
10.500 1.2751 0.04036 0.03020 -0.0307 0.2914 1.0000
10.750 1.2799 0.04140 0.03129 -0.0279 0.2792 1.0000
11.000 1.2781 0.04291 0.03294 -0.0248 0.2668 1.0000
11.250 1.2755 0.04463 0.03480 -0.0219 0.2544 1.0000
11.500 1.2745 0.04635 0.03661 -0.0195 0.2422 1.0000
11.750 1.2767 0.04795 0.03824 -0.0174 0.2309 1.0000
12.000 1.2749 0.05005 0.04050 -0.0154 0.2199 1.0000
12.250 1.2723 0.05243 0.04301 -0.0138 0.2097 1.0000
12.500 1.2746 0.05433 0.04492 -0.0123 0.2006 1.0000
12.750 1.2701 0.05714 0.04790 -0.0110 0.1919 1.0000
13.000 1.2693 0.05961 0.05045 -0.0099 0.1842 1.0000
13.250 1.2660 0.06242 0.05340 -0.0091 0.1767 1.0000
13.500 1.2615 0.06546 0.05653 -0.0084 0.1697 1.0000
13.750 1.2566 0.06840 0.05953 -0.0079 0.1618 1.0000
14.000 1.2448 0.07252 0.06379 -0.0080 0.1547 1.0000
14.250 1.2423 0.07506 0.06625 -0.0077 0.1463 1.0000
14.500 1.2256 0.08027 0.07167 -0.0087 0.1395 1.0000
14.750 1.2189 0.08367 0.07498 -0.0091 0.1309 1.0000
15.000 1.2050 0.08873 0.08019 -0.0103 0.1240 1.0000
15.250 1.1988 0.09245 0.08386 -0.0110 0.1166 1.0000
15.500 1.1840 0.09822 0.08985 -0.0128 0.1110 1.0000
15.750 1.1845 0.10088 0.09239 -0.0129 0.1036 1.0000
16.000 1.1652 0.10805 0.09988 -0.0157 0.0998 1.0000
16.250 1.1542 0.11343 0.10537 -0.0176 0.0936 1.0000
16.500 1.1452 0.11859 0.11059 -0.0194 0.0882 1.0000
16.750 1.1199 0.12793 0.12018 -0.0239 0.0856 1.0000
17.000 1.0943 0.13775 0.13014 -0.0288 0.0824 1.0000
17.250 1.0974 0.14036 0.13271 -0.0295 0.0764 1.0000
17.500 1.0547 0.15604 0.14848 -0.0379 0.0754 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 407 AIRFOIL (goe407-il)