GOE 408 AIRFOIL (goe408-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 408 AIRFOIL (goe408-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.77 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe408-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe408-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 408 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3874 0.11618 0.10905 -0.0202 1.0000 0.1216
-8.750 -0.3958 0.11524 0.10822 -0.0217 1.0000 0.1240
-8.500 -0.4105 0.11498 0.10811 -0.0232 1.0000 0.1249
-8.250 -0.3831 0.10737 0.10044 -0.0203 1.0000 0.1335
-8.000 -0.3902 0.10575 0.09894 -0.0208 1.0000 0.1374
-7.750 -0.4062 0.10516 0.09849 -0.0213 1.0000 0.1389
-7.500 -0.3933 0.09992 0.09329 -0.0198 1.0000 0.1435
-7.250 -0.3940 0.09723 0.09066 -0.0188 1.0000 0.1496
-7.000 -0.4065 0.09626 0.08982 -0.0215 1.0000 0.1536
-6.750 -0.3973 0.09157 0.08519 -0.0190 1.0000 0.1583
-6.500 -0.3975 0.08903 0.08271 -0.0191 1.0000 0.1664
-6.250 -0.3983 0.08594 0.07970 -0.0193 1.0000 0.1718
-6.000 -0.3957 0.08329 0.07709 -0.0187 1.0000 0.1816
-5.750 -0.3923 0.07987 0.07373 -0.0172 1.0000 0.1903
-5.500 -0.3923 0.07720 0.07110 -0.0173 1.0000 0.2019
-5.250 -0.3907 0.07451 0.06846 -0.0165 1.0000 0.2160
-5.000 -0.3880 0.07152 0.06554 -0.0142 1.0000 0.2327
-4.750 0.0006 0.04809 0.04090 -0.0280 1.0000 1.0000
-4.500 0.0098 0.04613 0.03900 -0.0283 1.0000 1.0000
-4.250 0.0188 0.04421 0.03713 -0.0286 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1674 0.05129 0.04504 0.0123 1.0000 0.8548
-3.750 -0.2123 0.05120 0.04523 0.0201 1.0000 0.8113
-3.500 -0.2525 0.05065 0.04495 0.0270 1.0000 0.7821
-3.250 -0.2814 0.04965 0.04416 0.0334 1.0000 0.7781
-3.000 -0.4151 0.05302 0.04782 0.0260 1.0000 0.5310
-2.750 -0.4231 0.05096 0.04588 0.0337 1.0000 0.5776
-2.500 -0.4278 0.04853 0.04357 0.0417 1.0000 0.6213
-2.250 -0.4317 0.04636 0.04148 0.0469 1.0000 0.6526
-2.000 -0.4324 0.04394 0.03912 0.0518 1.0000 0.6808
-1.750 -0.4289 0.04172 0.03692 0.0535 1.0000 0.6954
-1.500 -0.4207 0.03947 0.03464 0.0538 1.0000 0.7045
-1.250 -0.3845 0.03739 0.03228 0.0440 1.0000 0.6730
-1.000 -0.2122 0.03739 0.02918 -0.0018 1.0000 0.3039
-0.750 -0.1841 0.03630 0.02746 -0.0021 1.0000 0.2574
-0.500 -0.1606 0.03562 0.02620 -0.0014 1.0000 0.2281
-0.250 -0.1406 0.03487 0.02508 -0.0004 1.0000 0.2128
0.000 -0.0981 0.03416 0.02408 -0.0038 0.9908 0.2089
0.250 -0.0442 0.03400 0.02332 -0.0088 0.9770 0.1998
0.500 0.0101 0.03360 0.02260 -0.0142 0.9632 0.1955
0.750 0.0729 0.03326 0.02186 -0.0212 0.9493 0.1961
1.000 0.1411 0.03285 0.02128 -0.0296 0.9351 0.2056
1.250 0.2027 0.03263 0.02092 -0.0363 0.9210 0.2123
1.500 0.2599 0.03237 0.02069 -0.0423 0.9069 0.2249
1.750 0.3177 0.03196 0.02056 -0.0486 0.8925 0.2639
2.000 0.4459 0.03029 0.02013 -0.0678 0.8822 1.0000
2.250 0.4914 0.03056 0.02015 -0.0711 0.8665 1.0000
2.500 0.5305 0.03088 0.02036 -0.0733 0.8500 1.0000
2.750 0.5683 0.03118 0.02060 -0.0751 0.8335 1.0000
3.000 0.6083 0.03138 0.02078 -0.0772 0.8177 1.0000
3.250 0.6502 0.03148 0.02091 -0.0794 0.8021 1.0000
3.500 0.6931 0.03156 0.02104 -0.0817 0.7865 1.0000
3.750 0.7355 0.03164 0.02118 -0.0838 0.7702 1.0000
4.000 0.7758 0.03164 0.02130 -0.0853 0.7534 1.0000
4.250 0.8223 0.03126 0.02103 -0.0872 0.7355 1.0000
4.500 0.8750 0.03043 0.02031 -0.0895 0.7154 1.0000
4.750 0.8982 0.03078 0.02078 -0.0877 0.6931 1.0000
5.000 0.9432 0.03022 0.02031 -0.0887 0.6719 1.0000
5.250 0.9613 0.03081 0.02100 -0.0863 0.6501 1.0000
5.500 0.9936 0.03077 0.02109 -0.0856 0.6284 1.0000
5.750 1.0158 0.03118 0.02161 -0.0836 0.6064 1.0000
6.000 1.0437 0.03131 0.02184 -0.0823 0.5835 1.0000
6.250 1.0640 0.03180 0.02245 -0.0800 0.5601 1.0000
6.500 1.0949 0.03179 0.02252 -0.0790 0.5355 1.0000
6.750 1.1130 0.03239 0.02323 -0.0764 0.5100 1.0000
7.000 1.1327 0.03312 0.02407 -0.0741 0.4857 1.0000
7.250 1.1580 0.03346 0.02443 -0.0724 0.4597 1.0000
7.500 1.1805 0.03355 0.02447 -0.0701 0.4313 1.0000
7.750 1.1997 0.03364 0.02455 -0.0674 0.4023 1.0000
8.000 1.2123 0.03405 0.02504 -0.0639 0.3748 1.0000
8.250 1.2241 0.03429 0.02528 -0.0602 0.3456 1.0000
8.500 1.2339 0.03450 0.02540 -0.0562 0.3134 1.0000
8.750 1.2323 0.03504 0.02593 -0.0505 0.2769 1.0000
9.000 1.2263 0.03603 0.02661 -0.0443 0.2336 1.0000
9.250 1.2216 0.03798 0.02820 -0.0389 0.1928 1.0000
9.500 1.2234 0.04042 0.03037 -0.0348 0.1611 1.0000
9.750 1.2321 0.04302 0.03283 -0.0320 0.1387 1.0000
10.000 1.2460 0.04593 0.03583 -0.0299 0.1236 1.0000
10.250 1.2603 0.04870 0.03861 -0.0281 0.1127 1.0000
10.500 1.2668 0.05156 0.04182 -0.0253 0.1053 1.0000
10.750 1.2833 0.05537 0.04574 -0.0242 0.1003 1.0000
11.000 1.2760 0.05878 0.04966 -0.0201 0.0981 1.0000
11.250 1.2667 0.06218 0.05344 -0.0161 0.0965 1.0000
11.500 1.2525 0.06549 0.05707 -0.0121 0.0952 1.0000
11.750 1.2379 0.06876 0.06057 -0.0086 0.0935 1.0000
12.000 1.2139 0.07299 0.06512 -0.0057 0.0944 1.0000
12.250 1.1871 0.07770 0.07009 -0.0042 0.0954 1.0000
12.500 1.1563 0.08340 0.07601 -0.0041 0.0964 1.0000
12.750 1.1284 0.08980 0.08257 -0.0056 0.0982 1.0000
13.000 1.1025 0.09676 0.08964 -0.0080 0.0996 1.0000
13.250 1.0820 0.10400 0.09694 -0.0107 0.1008 1.0000
13.500 0.9808 0.12965 0.12252 -0.0295 0.1159 1.0000
13.750 0.9425 0.14600 0.13869 -0.0393 0.1301 1.0000
14.000 0.9396 0.15208 0.14476 -0.0412 0.1293 1.0000
14.250 0.9432 0.15726 0.14995 -0.0419 0.1284 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 408 AIRFOIL (goe408-il)