GOE 412 AIRFOIL (goe412-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 412 AIRFOIL (goe412-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.8 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe412-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe412-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3085 0.13480 0.12781 -0.0439 1.0000 0.1222
-10.500 -0.3218 0.13374 0.12686 -0.0430 1.0000 0.1225
-10.250 -0.3363 0.13270 0.12594 -0.0419 1.0000 0.1228
-10.000 -0.3222 0.12822 0.12147 -0.0393 1.0000 0.1246
-9.750 -0.3187 0.12590 0.11920 -0.0368 1.0000 0.1274
-9.500 -0.3252 0.12442 0.11780 -0.0347 1.0000 0.1296
-9.250 -0.3346 0.12305 0.11651 -0.0329 0.9999 0.1316
-9.000 -0.3269 0.11956 0.11301 -0.0375 0.9941 0.1347
-8.750 -0.3183 0.11581 0.10926 -0.0415 0.9878 0.1352
-8.250 -0.3272 0.10096 0.09430 -0.0565 0.9719 0.0809
-8.000 -0.3172 0.09757 0.09090 -0.0578 0.9644 0.0799
-7.750 -0.3083 0.09329 0.08660 -0.0622 0.9573 0.0795
-7.500 -0.3023 0.08892 0.08221 -0.0664 0.9483 0.0794
-7.250 -0.2961 0.08448 0.07773 -0.0706 0.9398 0.0792
-7.000 -0.2856 0.07969 0.07287 -0.0754 0.9324 0.0788
-6.750 -0.2801 0.07546 0.06855 -0.0782 0.9238 0.0781
-6.500 -0.2670 0.07033 0.06326 -0.0828 0.9172 0.0772
-6.250 -0.2600 0.06583 0.05859 -0.0852 0.9088 0.0765
-6.000 -0.2435 0.06063 0.05307 -0.0893 0.9027 0.0760
-5.750 -0.2307 0.05631 0.04841 -0.0914 0.8955 0.0759
-5.500 -0.2112 0.05227 0.04395 -0.0937 0.8893 0.0769
-5.250 -0.1819 0.04815 0.03922 -0.0973 0.8855 0.0790
-5.000 -0.1681 0.04550 0.03605 -0.0968 0.8775 0.0804
-4.750 -0.1385 0.04262 0.03258 -0.0985 0.8731 0.0816
-4.500 -0.1098 0.04088 0.03061 -0.0997 0.8687 0.0831
-4.250 -0.0895 0.03968 0.02920 -0.0991 0.8617 0.0848
-4.000 -0.0572 0.03822 0.02744 -0.1004 0.8576 0.0875
-3.750 -0.0267 0.03699 0.02584 -0.1013 0.8532 0.0922
-3.500 -0.0051 0.03621 0.02484 -0.1006 0.8462 0.0967
-3.250 0.0277 0.03539 0.02393 -0.1017 0.8422 0.1030
-3.000 0.0643 0.03435 0.02264 -0.1032 0.8391 0.1110
-2.750 0.0804 0.03412 0.02234 -0.1015 0.8307 0.1193
-2.500 0.1136 0.03353 0.02158 -0.1025 0.8266 0.1374
-2.250 0.1508 0.03288 0.02095 -0.1043 0.8236 0.1617
-2.000 0.1645 0.03306 0.02116 -0.1025 0.8147 0.1867
-1.750 0.1969 0.03275 0.02099 -0.1036 0.8104 0.2204
-1.500 0.2341 0.03229 0.02053 -0.1052 0.8074 0.2518
-1.250 0.2470 0.03256 0.02086 -0.1031 0.7982 0.2766
-1.000 0.2793 0.03216 0.02060 -0.1040 0.7939 0.3270
-0.750 0.3144 0.03143 0.02027 -0.1052 0.7909 0.4137
-0.500 0.3228 0.03137 0.02088 -0.1023 0.7816 0.5533
-0.250 0.3632 0.03054 0.02073 -0.1034 0.7774 1.0000
0.000 0.4000 0.03058 0.02043 -0.1048 0.7740 1.0000
0.250 0.4080 0.03148 0.02116 -0.1021 0.7635 1.0000
0.500 0.4411 0.03161 0.02103 -0.1029 0.7591 1.0000
0.750 0.4578 0.03228 0.02154 -0.1014 0.7509 1.0000
1.000 0.4835 0.03263 0.02173 -0.1012 0.7444 1.0000
1.250 0.5200 0.03260 0.02151 -0.1024 0.7407 1.0000
1.500 0.5276 0.03360 0.02244 -0.0997 0.7298 1.0000
1.750 0.5619 0.03359 0.02229 -0.1005 0.7253 1.0000
2.000 0.5735 0.03448 0.02311 -0.0984 0.7152 1.0000
2.250 0.6051 0.03452 0.02304 -0.0988 0.7098 1.0000
2.750 0.6491 0.03540 0.02380 -0.0971 0.6941 1.0000
3.000 0.6864 0.03515 0.02347 -0.0980 0.6902 1.0000
3.250 0.6929 0.03629 0.02459 -0.0954 0.6783 1.0000
3.500 0.7314 0.03591 0.02418 -0.0964 0.6747 1.0000
3.750 0.7360 0.03720 0.02547 -0.0936 0.6623 1.0000
4.250 0.7786 0.03813 0.02640 -0.0918 0.6462 1.0000
4.750 0.8209 0.03907 0.02736 -0.0899 0.6299 1.0000
5.000 0.8584 0.03851 0.02683 -0.0904 0.6259 1.0000
5.250 0.8642 0.03984 0.02819 -0.0880 0.6132 1.0000
5.750 0.9114 0.04011 0.02855 -0.0861 0.5961 1.0000
6.000 0.9209 0.04113 0.02963 -0.0840 0.5833 1.0000
6.250 0.9649 0.03961 0.02814 -0.0845 0.5784 1.0000
6.500 0.9741 0.04046 0.02906 -0.0821 0.5644 1.0000
6.750 0.9875 0.04100 0.02965 -0.0801 0.5510 1.0000
7.000 1.0069 0.04110 0.02981 -0.0786 0.5391 1.0000
7.250 1.0420 0.04006 0.02883 -0.0782 0.5310 1.0000
7.500 1.0506 0.04115 0.03000 -0.0761 0.5176 1.0000
7.750 1.0640 0.04196 0.03090 -0.0745 0.5057 1.0000
8.000 1.0992 0.04102 0.03002 -0.0742 0.4983 1.0000
8.250 1.1063 0.04234 0.03146 -0.0721 0.4850 1.0000
8.500 1.1178 0.04338 0.03259 -0.0705 0.4727 1.0000
8.750 1.1435 0.04323 0.03252 -0.0696 0.4632 1.0000
9.000 1.1620 0.04367 0.03305 -0.0683 0.4519 1.0000
9.250 1.1717 0.04489 0.03439 -0.0666 0.4389 1.0000
9.500 1.1866 0.04567 0.03525 -0.0652 0.4268 1.0000
9.750 1.2110 0.04560 0.03523 -0.0642 0.4159 1.0000
10.000 1.2285 0.04613 0.03583 -0.0628 0.4037 1.0000
10.250 1.2366 0.04754 0.03736 -0.0612 0.3905 1.0000
10.500 1.2480 0.04868 0.03858 -0.0597 0.3780 1.0000
10.750 1.2659 0.04926 0.03921 -0.0584 0.3665 1.0000
11.000 1.2855 0.04970 0.03968 -0.0572 0.3552 1.0000
11.250 1.2877 0.05182 0.04192 -0.0556 0.3433 1.0000
11.500 1.2985 0.05312 0.04333 -0.0542 0.3324 1.0000
11.750 1.3201 0.05333 0.04352 -0.0531 0.3218 1.0000
12.000 1.3144 0.05629 0.04667 -0.0515 0.3111 1.0000
12.250 1.3243 0.05774 0.04821 -0.0503 0.3016 1.0000
12.500 1.3320 0.05947 0.05006 -0.0491 0.2928 1.0000
12.750 1.3328 0.06197 0.05274 -0.0479 0.2841 1.0000
13.000 1.3460 0.06298 0.05381 -0.0467 0.2753 1.0000
13.250 1.3343 0.06691 0.05795 -0.0457 0.2669 1.0000
13.500 1.3549 0.06714 0.05824 -0.0446 0.2592 1.0000
13.750 1.3342 0.07237 0.06374 -0.0440 0.2518 1.0000
14.000 1.3476 0.07320 0.06463 -0.0429 0.2433 1.0000
14.250 1.3273 0.07861 0.07027 -0.0427 0.2355 1.0000
14.500 1.3263 0.08125 0.07301 -0.0421 0.2261 1.0000
14.750 1.3301 0.08293 0.07472 -0.0413 0.2148 1.0000
15.000 1.3067 0.08930 0.08132 -0.0422 0.2067 1.0000
15.250 1.2997 0.09290 0.08499 -0.0423 0.1955 1.0000
15.500 1.2953 0.09602 0.08810 -0.0425 0.1829 1.0000
15.750 1.2907 0.09924 0.09126 -0.0429 0.1699 1.0000
16.000 1.2712 0.10574 0.09797 -0.0448 0.1602 1.0000
16.250 1.2588 0.11109 0.10342 -0.0465 0.1497 1.0000
16.500 1.2522 0.11543 0.10780 -0.0478 0.1389 1.0000
16.750 1.2298 0.12345 0.11608 -0.0512 0.1306 1.0000
17.000 1.2145 0.13019 0.12295 -0.0541 0.1216 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)