GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 46.54 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe417a-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe417a-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 417A (GEW. PLATTE) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3433 0.11229 0.10517 -0.0190 1.0000 0.0638
-7.750 -0.3471 0.11131 0.10428 -0.0180 1.0000 0.0646
-7.500 -0.3482 0.11068 0.10372 -0.0182 1.0000 0.0654
-7.250 -0.3472 0.11043 0.10351 -0.0193 1.0000 0.0658
-7.000 -0.3430 0.11069 0.10381 -0.0219 1.0000 0.0661
-6.750 -0.3381 0.10684 0.10002 -0.0212 1.0000 0.0666
-6.500 -0.3348 0.10106 0.09429 -0.0179 1.0000 0.0677
-6.250 -0.3307 0.09763 0.09090 -0.0166 1.0000 0.0691
-6.000 -0.3257 0.09501 0.08831 -0.0162 1.0000 0.0706
-5.750 -0.3196 0.09261 0.08595 -0.0164 1.0000 0.0724
-5.500 -0.3117 0.09044 0.08380 -0.0171 1.0000 0.0745
-5.250 -0.2991 0.08905 0.08240 -0.0196 1.0000 0.0771
-5.000 -0.2716 0.09030 0.08351 -0.0273 1.0000 0.0785
-4.750 -0.2730 0.08475 0.07808 -0.0234 1.0000 0.0795
-4.500 -0.2684 0.08102 0.07441 -0.0216 1.0000 0.0813
-4.250 -0.2581 0.07830 0.07170 -0.0217 1.0000 0.0837
-4.000 -0.2435 0.07602 0.06941 -0.0230 1.0000 0.0867
-3.750 -0.2146 0.07540 0.06866 -0.0283 1.0000 0.0901
-3.500 -0.1988 0.07266 0.06592 -0.0295 1.0000 0.0915
-3.250 -0.1929 0.06905 0.06235 -0.0278 1.0000 0.0938
-3.000 -0.1778 0.06665 0.05993 -0.0284 1.0000 0.0975
-2.750 -0.1375 0.06720 0.06024 -0.0350 1.0000 0.1029
-2.500 -0.1356 0.06269 0.05586 -0.0323 1.0000 0.1051
-2.250 -0.1205 0.06039 0.05355 -0.0325 1.0000 0.1109
-2.000 -0.0955 0.05888 0.05192 -0.0350 1.0000 0.1171
-1.750 -0.0806 0.05664 0.04968 -0.0349 1.0000 0.1247
-1.500 -0.0588 0.05490 0.04788 -0.0364 1.0000 0.1315
-1.250 -0.0312 0.05453 0.04734 -0.0388 1.0000 0.1432
-1.000 -0.0226 0.05136 0.04427 -0.0373 1.0000 0.1503
-0.750 -0.0030 0.04988 0.04272 -0.0380 1.0000 0.1629
-0.500 0.0149 0.04845 0.04126 -0.0383 1.0000 0.1784
-0.250 0.0348 0.04780 0.04051 -0.0390 1.0000 0.2031
0.000 0.0471 0.04578 0.03856 -0.0382 1.0000 0.2238
0.250 0.0597 0.04437 0.03718 -0.0374 1.0000 0.2565
0.500 0.0696 0.04295 0.03580 -0.0361 1.0000 0.3082
0.750 0.0760 0.04120 0.03414 -0.0338 1.0000 0.3752
1.000 0.0828 0.03944 0.03248 -0.0313 1.0000 0.4259
1.250 0.0923 0.03803 0.03113 -0.0292 1.0000 0.4750
1.500 0.1055 0.03700 0.03012 -0.0279 1.0000 0.5179
1.750 0.1403 0.03614 0.02925 -0.0303 0.9908 0.5651
2.000 0.1879 0.03574 0.02875 -0.0353 0.9784 0.5983
2.250 0.2469 0.03607 0.02885 -0.0429 0.9659 0.6095
2.500 0.3127 0.03686 0.02936 -0.0520 0.9534 0.5888
2.750 0.3780 0.03828 0.03042 -0.0607 0.9406 0.5336
3.000 0.4306 0.03960 0.03140 -0.0666 0.9269 0.4588
3.250 0.4765 0.04091 0.03237 -0.0704 0.9128 0.3900
3.500 0.5393 0.04164 0.03278 -0.0763 0.8956 0.3221
3.750 0.5932 0.04182 0.03265 -0.0799 0.8733 0.2685
4.000 0.6751 0.04085 0.03133 -0.0865 0.8465 0.2193
4.250 0.7434 0.03952 0.02993 -0.0916 0.8238 0.1954
4.500 0.8008 0.03861 0.02898 -0.0952 0.8070 0.1886
4.750 0.8594 0.03715 0.02774 -0.0985 0.7903 0.1850
5.000 0.9194 0.03521 0.02599 -0.1012 0.7736 0.1840
5.250 0.9587 0.03402 0.02500 -0.1009 0.7516 0.1909
5.500 1.0208 0.03128 0.02293 -0.1028 0.7299 0.2581
5.750 1.1345 0.02744 0.01972 -0.1128 0.6836 1.0000
6.000 1.1681 0.02598 0.01798 -0.1093 0.6254 1.0000
6.250 1.1886 0.02554 0.01720 -0.1050 0.5657 1.0000
6.500 1.2026 0.02585 0.01724 -0.1008 0.5098 1.0000
6.750 1.2129 0.02639 0.01755 -0.0963 0.4576 1.0000
7.000 1.2157 0.02701 0.01797 -0.0910 0.4011 1.0000
7.250 1.2144 0.02799 0.01849 -0.0852 0.3337 1.0000
7.500 1.2095 0.03028 0.01999 -0.0795 0.2507 1.0000
7.750 1.2132 0.03376 0.02260 -0.0755 0.1784 1.0000
8.000 1.2305 0.03597 0.02455 -0.0734 0.1480 1.0000
8.250 1.2577 0.03813 0.02659 -0.0726 0.1312 1.0000
8.500 1.2819 0.04003 0.02848 -0.0716 0.1194 1.0000
8.750 1.3099 0.04254 0.03123 -0.0710 0.1112 1.0000
9.000 1.3391 0.04537 0.03412 -0.0708 0.1063 1.0000
9.250 1.3592 0.04872 0.03786 -0.0693 0.1029 1.0000
9.500 1.3720 0.05198 0.04160 -0.0668 0.1001 1.0000
9.750 1.3815 0.05537 0.04537 -0.0642 0.0979 1.0000
10.000 1.3853 0.05933 0.04979 -0.0610 0.0977 1.0000
10.250 1.3819 0.06358 0.05452 -0.0573 0.0982 1.0000
10.500 1.3728 0.06795 0.05933 -0.0534 0.0991 1.0000
10.750 1.3595 0.07231 0.06406 -0.0495 0.1001 1.0000
11.000 1.3424 0.07666 0.06871 -0.0457 0.1011 1.0000
11.250 1.3207 0.08070 0.07296 -0.0418 0.1020 1.0000
11.500 1.2981 0.08498 0.07743 -0.0388 0.1029 1.0000
11.750 1.2768 0.08972 0.08231 -0.0369 0.1038 1.0000
12.000 1.2631 0.09486 0.08755 -0.0360 0.1048 1.0000
12.250 1.2182 0.10136 0.09428 -0.0373 0.1062 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il)