GOE 412 AIRFOIL (goe412-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 412 AIRFOIL (goe412-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.85 at α=15.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe412-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe412-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 412 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 -0.3000 0.13038 0.12362 -0.0355 1.0000 0.1903
-9.750 -0.3258 0.13146 0.12485 -0.0338 1.0000 0.1932
-9.500 -0.3578 0.13311 0.12669 -0.0319 1.0000 0.1941
-9.250 -0.3203 0.12562 0.11912 -0.0293 1.0000 0.2018
-9.000 -0.3343 0.12504 0.11864 -0.0271 1.0000 0.2070
-8.750 -0.3650 0.12619 0.11994 -0.0251 1.0000 0.2097
-8.500 -0.3613 0.12264 0.11645 -0.0231 1.0000 0.2130
-8.250 -0.3574 0.12016 0.11400 -0.0207 1.0000 0.2188
-8.000 -0.3764 0.11978 0.11372 -0.0186 1.0000 0.2241
-7.750 -0.4148 0.12105 0.11515 -0.0162 1.0000 0.2263
-7.500 -0.3947 0.11608 0.11018 -0.0145 1.0000 0.2312
-7.250 -0.4009 0.11443 0.10859 -0.0122 1.0000 0.2373
-7.000 -0.4335 0.11471 0.10899 -0.0093 1.0000 0.2416
-6.750 -0.4788 0.11566 0.11009 -0.0094 1.0000 0.2434
-6.500 -0.4414 0.10982 0.10422 -0.0048 1.0000 0.2509
-6.250 -0.4646 0.10899 0.10347 -0.0037 1.0000 0.2578
-6.000 -0.4758 0.10650 0.10105 -0.0031 1.0000 0.2624
-5.750 -0.4708 0.10393 0.09849 -0.0003 1.0000 0.2707
-5.500 -0.4883 0.10188 0.09652 -0.0018 1.0000 0.2787
-5.250 -0.4828 0.09933 0.09399 0.0014 1.0000 0.2890
-5.000 -0.4867 0.09663 0.09133 0.0020 1.0000 0.2987
-4.750 -0.4916 0.09425 0.08897 0.0010 1.0000 0.3126
-4.500 -0.4918 0.09189 0.08662 0.0008 1.0000 0.3284
-3.500 -0.4771 0.08158 0.07640 0.0080 1.0000 0.3986
-3.250 -0.4725 0.07928 0.07414 0.0110 1.0000 0.4207
-3.000 -0.4700 0.07706 0.07196 0.0141 1.0000 0.4520
-2.750 -0.3059 0.05600 0.04817 -0.0472 1.0000 0.1782
-2.500 -0.2838 0.05362 0.04564 -0.0480 1.0000 0.1745
-2.250 -0.2568 0.05099 0.04262 -0.0499 1.0000 0.1693
-2.000 -0.2269 0.04855 0.03957 -0.0520 1.0000 0.1658
-1.750 -0.2012 0.04713 0.03778 -0.0530 1.0000 0.1672
-1.500 -0.1762 0.04618 0.03649 -0.0537 1.0000 0.1725
-1.250 -0.1490 0.04525 0.03504 -0.0546 1.0000 0.1784
-1.000 -0.1259 0.04465 0.03441 -0.0550 1.0000 0.1858
-0.750 -0.1004 0.04420 0.03371 -0.0555 1.0000 0.1980
-0.500 -0.0769 0.04409 0.03358 -0.0559 1.0000 0.2185
-0.250 -0.0529 0.04411 0.03357 -0.0562 1.0000 0.2479
0.000 0.0481 0.04613 0.03570 -0.0698 0.9673 0.3560
0.250 0.0521 0.04608 0.03576 -0.0670 0.9768 0.3849
0.500 0.0682 0.04619 0.03620 -0.0660 0.9841 0.4468
0.750 0.0524 0.04546 0.03582 -0.0594 1.0000 0.4858
1.000 0.0620 0.04397 0.03557 -0.0563 1.0000 1.0000
1.250 0.0816 0.04522 0.03633 -0.0565 1.0000 1.0000
1.500 0.0997 0.04651 0.03731 -0.0567 1.0000 1.0000
1.750 0.1190 0.04792 0.03846 -0.0572 0.9991 1.0000
2.000 0.1785 0.05145 0.04162 -0.0651 0.9824 1.0000
2.250 0.2107 0.05341 0.04339 -0.0681 0.9677 1.0000
2.500 0.3611 0.05466 0.04407 -0.0847 0.8421 1.0000
2.750 0.3898 0.05600 0.04529 -0.0858 0.8299 1.0000
3.000 0.4263 0.05735 0.04652 -0.0879 0.8170 1.0000
3.250 0.4382 0.05862 0.04775 -0.0869 0.8061 1.0000
3.500 0.4576 0.06000 0.04908 -0.0868 0.7943 1.0000
3.750 0.4865 0.06136 0.05036 -0.0877 0.7816 1.0000
4.000 0.5216 0.06268 0.05163 -0.0894 0.7697 1.0000
4.250 0.5246 0.06424 0.05319 -0.0875 0.7583 1.0000
4.500 0.5452 0.06573 0.05465 -0.0875 0.7463 1.0000
4.750 0.5773 0.06706 0.05596 -0.0886 0.7342 1.0000
5.000 0.5933 0.06859 0.05750 -0.0882 0.7226 1.0000
5.250 0.6019 0.07038 0.05930 -0.0871 0.7111 1.0000
5.500 0.6243 0.07187 0.06080 -0.0872 0.6988 1.0000
5.750 0.6547 0.07302 0.06197 -0.0878 0.6856 1.0000
6.000 0.6847 0.07388 0.06283 -0.0880 0.6707 1.0000
6.250 0.7032 0.07476 0.06375 -0.0869 0.6533 1.0000
6.500 0.7233 0.07549 0.06452 -0.0859 0.6356 1.0000
6.750 0.7467 0.07606 0.06512 -0.0851 0.6184 1.0000
7.000 0.7723 0.07664 0.06576 -0.0844 0.6033 1.0000
7.250 0.8121 0.07644 0.06562 -0.0846 0.5910 1.0000
7.500 0.8274 0.07770 0.06695 -0.0836 0.5771 1.0000
7.750 0.8365 0.07945 0.06877 -0.0823 0.5626 1.0000
8.000 0.8456 0.08133 0.07074 -0.0812 0.5484 1.0000
8.250 0.8556 0.08327 0.07275 -0.0802 0.5346 1.0000
8.500 0.8695 0.08492 0.07448 -0.0792 0.5210 1.0000
8.750 0.8897 0.08600 0.07565 -0.0784 0.5081 1.0000
9.000 0.9292 0.08515 0.07494 -0.0777 0.4972 1.0000
9.250 0.9268 0.08840 0.07824 -0.0766 0.4827 1.0000
9.500 0.9164 0.09286 0.08275 -0.0759 0.4696 1.0000
9.750 0.9150 0.09676 0.08672 -0.0756 0.4596 1.0000
10.000 0.9273 0.09934 0.08939 -0.0753 0.4516 1.0000
10.250 0.9100 0.10539 0.09547 -0.0757 0.4447 1.0000
10.500 0.9008 0.11049 0.10063 -0.0761 0.4390 1.0000
10.750 0.9281 0.11172 0.10198 -0.0757 0.4324 1.0000
11.000 0.9080 0.11858 0.10888 -0.0770 0.4315 1.0000
11.250 0.9072 0.12380 0.11419 -0.0782 0.4327 1.0000
15.500 1.3934 0.08789 0.08053 -0.0355 0.1864 1.0000
15.750 1.3485 0.09744 0.09037 -0.0371 0.1860 1.0000
16.000 1.3318 0.10222 0.09519 -0.0373 0.1731 1.0000
16.250 1.3586 0.09946 0.09195 -0.0338 0.1430 1.0000
16.500 1.3207 0.10866 0.10146 -0.0365 0.1425 1.0000
16.750 1.2803 0.11941 0.11244 -0.0406 0.1430 1.0000
17.500 1.0392 0.20224 0.19482 -0.0885 0.1874 1.0000
17.750 1.0290 0.20889 0.20141 -0.0930 0.1849 1.0000
18.000 1.0271 0.21512 0.20765 -0.0964 0.1849 1.0000
18.250 1.0382 0.21828 0.21088 -0.0968 0.1732 1.0000
18.500 0.7019 0.20059 0.19374 -0.0670 0.2598 1.0000
18.750 0.7133 0.20498 0.19819 -0.0671 0.2456 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)