GOE 413 AIRFOIL (goe413-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 413 AIRFOIL (goe413-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.04 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe413-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe413-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 413 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2060 0.13342 0.12603 -0.0349 1.0000 0.2317
-10.500 -0.2102 0.13266 0.12535 -0.0357 1.0000 0.2380
-10.250 -0.2473 0.13650 0.12937 -0.0364 1.0000 0.2406
-10.000 -0.2149 0.12895 0.12186 -0.0350 1.0000 0.2433
-9.750 -0.2101 0.12673 0.11972 -0.0327 1.0000 0.2467
-9.500 -0.2171 0.12606 0.11916 -0.0299 1.0000 0.2505
-9.250 -0.2334 0.12637 0.11959 -0.0269 1.0000 0.2548
-9.000 -0.2685 0.12886 0.12224 -0.0238 1.0000 0.2585
-8.750 -0.3166 0.13258 0.12615 -0.0205 1.0000 0.2598
-8.500 -0.2945 0.12708 0.12069 -0.0185 1.0000 0.2619
-8.250 -0.2909 0.12506 0.11874 -0.0159 1.0000 0.2650
-8.000 -0.2971 0.12427 0.11803 -0.0135 1.0000 0.2692
-7.750 -0.3130 0.12426 0.11811 -0.0112 1.0000 0.2745
-7.500 -0.3573 0.12682 0.12080 -0.0109 0.9979 0.2790
-7.250 -0.3013 0.11932 0.11324 -0.0149 0.9922 0.2853
-7.000 -0.2864 0.11686 0.11077 -0.0187 0.9839 0.2957
-6.750 -0.2913 0.11494 0.10889 -0.0225 0.9758 0.3015
-6.500 -0.2487 0.11006 0.10395 -0.0257 0.9686 0.3083
-6.250 -0.2676 0.11031 0.10425 -0.0273 0.9590 0.3188
-6.000 -0.2469 0.10617 0.10011 -0.0301 0.9516 0.3231
-5.750 -0.2162 0.10273 0.09665 -0.0323 0.9447 0.3312
-5.500 -0.2658 0.10482 0.09884 -0.0308 0.9341 0.3404
-4.750 -0.3024 0.06841 0.06139 -0.0769 0.9152 0.1871
-4.500 -0.2823 0.06505 0.05790 -0.0797 0.9092 0.1860
-4.250 -0.2618 0.06131 0.05394 -0.0833 0.9029 0.1846
-4.000 -0.2199 0.05621 0.04828 -0.0914 0.8967 0.1840
-3.750 -0.1801 0.05229 0.04359 -0.0980 0.8906 0.1868
-3.500 -0.1613 0.05166 0.04305 -0.0979 0.8840 0.1908
-3.250 -0.1221 0.05042 0.04160 -0.1014 0.8773 0.1976
-3.000 -0.0847 0.04864 0.03927 -0.1052 0.8708 0.2052
-2.750 -0.0650 0.04843 0.03915 -0.1050 0.8639 0.2123
-2.500 -0.0241 0.04782 0.03841 -0.1081 0.8571 0.2289
-2.250 0.0013 0.04769 0.03828 -0.1087 0.8504 0.2489
-2.000 0.0248 0.04750 0.03811 -0.1090 0.8432 0.2828
-1.750 0.0629 0.04794 0.03874 -0.1105 0.8361 0.3368
-1.500 0.0761 0.04865 0.03945 -0.1093 0.8291 0.3636
-1.250 0.0940 0.04943 0.04039 -0.1083 0.8216 0.3894
-1.000 0.1364 0.05025 0.04121 -0.1103 0.8140 0.4270
-0.750 0.1362 0.05112 0.04220 -0.1074 0.8069 0.4399
-0.500 0.1637 0.05180 0.04288 -0.1079 0.7988 0.4650
-0.250 0.1907 0.05263 0.04371 -0.1083 0.7911 0.4907
0.000 0.2006 0.05352 0.04468 -0.1068 0.7837 0.5085
0.250 0.2433 0.05397 0.04518 -0.1085 0.7751 0.5391
0.500 0.2478 0.05505 0.04625 -0.1071 0.7677 0.5564
0.750 0.2711 0.05573 0.04696 -0.1072 0.7597 0.5817
1.000 0.3020 0.05636 0.04760 -0.1079 0.7512 0.6178
1.250 0.3078 0.05741 0.04877 -0.1063 0.7442 0.6464
1.500 0.3443 0.05757 0.04915 -0.1062 0.7357 0.7063
1.750 0.3410 0.05873 0.05053 -0.1031 0.7289 0.7520
2.000 0.3394 0.05925 0.05141 -0.0988 0.7233 0.8334
2.250 0.3859 0.05992 0.05182 -0.1034 0.7132 1.0000
2.500 0.3898 0.06208 0.05378 -0.1038 0.7067 1.0000
2.750 0.4326 0.06344 0.05482 -0.1065 0.6973 1.0000
3.000 0.4360 0.06571 0.05698 -0.1060 0.6912 1.0000
3.250 0.4420 0.06797 0.05915 -0.1059 0.6864 1.0000
3.500 0.4878 0.06926 0.06021 -0.1078 0.6753 1.0000
3.750 0.4835 0.07203 0.06295 -0.1071 0.6731 1.0000
4.000 0.4867 0.07478 0.06565 -0.1071 0.6720 1.0000
4.250 0.4987 0.07777 0.06859 -0.1079 0.6740 1.0000
4.500 0.4267 0.08463 0.07571 -0.1080 0.7582 1.0000
4.750 0.4486 0.08769 0.07868 -0.1092 0.7522 1.0000
5.000 0.4569 0.08901 0.07994 -0.1083 0.7393 1.0000
5.250 0.4840 0.09246 0.08330 -0.1101 0.7330 1.0000
5.500 0.4908 0.09365 0.08445 -0.1089 0.7191 1.0000
5.750 0.5116 0.09685 0.08759 -0.1100 0.7131 1.0000
6.000 0.5201 0.09829 0.08900 -0.1091 0.7000 1.0000
6.250 0.5373 0.10128 0.09195 -0.1097 0.6930 1.0000
6.500 0.5509 0.10310 0.09374 -0.1094 0.6802 1.0000
6.750 0.5699 0.10644 0.09704 -0.1103 0.6746 1.0000
7.000 0.5749 0.10782 0.09841 -0.1093 0.6617 1.0000
7.250 0.6058 0.11199 0.10255 -0.1111 0.6562 1.0000
7.500 0.5984 0.11263 0.10320 -0.1091 0.6433 1.0000
7.750 0.6382 0.11731 0.10785 -0.1116 0.6379 1.0000
8.000 0.6185 0.11762 0.10818 -0.1089 0.6271 1.0000
8.250 0.6499 0.12127 0.11182 -0.1105 0.6195 1.0000
8.500 0.6449 0.12316 0.11372 -0.1094 0.6124 1.0000
8.750 0.6586 0.12552 0.11609 -0.1095 0.6030 1.0000
9.000 0.6975 0.13063 0.12121 -0.1118 0.5982 1.0000
9.250 0.6750 0.13061 0.12120 -0.1095 0.5883 1.0000
9.500 0.6994 0.13392 0.12454 -0.1104 0.5809 1.0000
9.750 0.7275 0.13897 0.12960 -0.1120 0.5774 1.0000
10.000 0.7075 0.13853 0.12919 -0.1101 0.5667 1.0000
10.250 0.7359 0.14248 0.13318 -0.1113 0.5602 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 413 AIRFOIL (goe413-il)