GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 45.2 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe417a-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe417a-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3519 0.12208 0.11464 -0.0225 1.0000 0.0455
-8.750 -0.3565 0.12179 0.11444 -0.0220 1.0000 0.0457
-8.500 -0.3623 0.12158 0.11433 -0.0214 1.0000 0.0458
-8.250 -0.3597 0.11857 0.11139 -0.0209 1.0000 0.0460
-8.000 -0.3491 0.11219 0.10501 -0.0193 1.0000 0.0468
-7.750 -0.3469 0.10922 0.10206 -0.0182 1.0000 0.0475
-7.500 -0.3452 0.10669 0.09958 -0.0173 1.0000 0.0482
-7.250 -0.3432 0.10439 0.09733 -0.0167 1.0000 0.0490
-7.000 -0.3408 0.10218 0.09517 -0.0162 1.0000 0.0498
-6.750 -0.3379 0.10000 0.09304 -0.0160 1.0000 0.0506
-6.500 -0.3341 0.09788 0.09096 -0.0159 1.0000 0.0516
-6.250 -0.3293 0.09581 0.08894 -0.0162 1.0000 0.0528
-6.000 -0.3224 0.09405 0.08720 -0.0172 1.0000 0.0543
-5.750 -0.3112 0.09306 0.08622 -0.0199 1.0000 0.0555
-5.500 -0.2946 0.09258 0.08569 -0.0240 1.0000 0.0560
-5.250 -0.2811 0.09049 0.08361 -0.0260 1.0000 0.0563
-5.000 -0.2802 0.08571 0.07888 -0.0229 1.0000 0.0569
-4.750 -0.2748 0.08223 0.07545 -0.0216 1.0000 0.0579
-4.500 -0.2657 0.07942 0.07265 -0.0214 1.0000 0.0592
-4.250 -0.2538 0.07693 0.07017 -0.0220 1.0000 0.0606
-4.000 -0.2397 0.07460 0.06783 -0.0230 1.0000 0.0622
-3.750 -0.2224 0.07247 0.06567 -0.0248 1.0000 0.0643
-3.500 -0.1929 0.07172 0.06475 -0.0293 1.0000 0.0668
-3.250 -0.1677 0.07021 0.06316 -0.0325 1.0000 0.0679
-3.000 -0.1642 0.06616 0.05920 -0.0303 1.0000 0.0691
-2.750 -0.1525 0.06346 0.05652 -0.0299 1.0000 0.0712
-2.500 -0.1352 0.06135 0.05438 -0.0307 1.0000 0.0739
-2.250 -0.0851 0.05985 0.05264 -0.0382 0.9930 0.0790
-2.000 -0.0429 0.05758 0.05021 -0.0438 0.9860 0.0809
-1.750 -0.0170 0.05418 0.04682 -0.0459 0.9790 0.0841
-1.500 0.0223 0.05232 0.04481 -0.0503 0.9716 0.0902
-1.250 0.0637 0.05044 0.04276 -0.0549 0.9644 0.0942
-1.000 0.0950 0.04840 0.04065 -0.0573 0.9559 0.1022
-0.750 0.1282 0.04634 0.03850 -0.0601 0.9477 0.1097
-0.500 0.1663 0.04463 0.03667 -0.0634 0.9403 0.1207
-0.250 0.1974 0.04309 0.03502 -0.0653 0.9305 0.1336
0.000 0.2282 0.04138 0.03326 -0.0670 0.9216 0.1505
0.250 0.2602 0.03966 0.03150 -0.0690 0.9133 0.1830
0.500 0.2836 0.03830 0.03012 -0.0694 0.9024 0.2379
0.750 0.3108 0.03640 0.02826 -0.0701 0.8935 0.2825
1.000 0.3406 0.03481 0.02666 -0.0709 0.8837 0.3093
1.250 0.3740 0.03412 0.02581 -0.0721 0.8724 0.3158
1.500 0.4164 0.03288 0.02447 -0.0748 0.8652 0.3112
1.750 0.4518 0.03260 0.02395 -0.0758 0.8526 0.2829
2.000 0.4926 0.03239 0.02345 -0.0772 0.8415 0.2197
2.250 0.5396 0.03193 0.02267 -0.0790 0.8337 0.1530
2.500 0.5730 0.03177 0.02224 -0.0786 0.8209 0.1151
2.750 0.6114 0.03094 0.02126 -0.0796 0.8088 0.0964
3.000 0.6564 0.02993 0.02007 -0.0816 0.7958 0.0857
3.250 0.7043 0.02882 0.01881 -0.0840 0.7803 0.0836
3.500 0.7541 0.02766 0.01748 -0.0866 0.7624 0.0833
3.750 0.8002 0.02682 0.01644 -0.0884 0.7436 0.0802
4.000 0.8508 0.02567 0.01521 -0.0912 0.7220 0.0794
4.250 0.8901 0.02508 0.01459 -0.0924 0.6986 0.0795
4.500 0.9285 0.02452 0.01410 -0.0937 0.6772 0.0835
4.750 0.9587 0.02431 0.01394 -0.0934 0.6533 0.0892
5.000 0.9866 0.02423 0.01385 -0.0926 0.6280 0.0919
5.250 1.0115 0.02421 0.01389 -0.0914 0.6010 0.0956
5.500 1.0362 0.02428 0.01395 -0.0900 0.5733 0.1030
5.750 1.0595 0.02442 0.01413 -0.0884 0.5438 0.1185
6.000 1.0779 0.02466 0.01443 -0.0860 0.5060 0.1433
6.250 1.1250 0.02489 0.01504 -0.0902 0.4181 1.0000
6.500 1.1360 0.02572 0.01545 -0.0868 0.3561 1.0000
6.750 1.1473 0.02674 0.01609 -0.0839 0.3069 1.0000
7.000 1.1595 0.02786 0.01693 -0.0812 0.2686 1.0000
7.250 1.1689 0.02924 0.01797 -0.0783 0.2268 1.0000
7.500 1.1783 0.03067 0.01917 -0.0756 0.1810 1.0000
7.750 1.1894 0.03203 0.02044 -0.0729 0.1297 1.0000
8.000 1.1976 0.03372 0.02175 -0.0701 0.0924 1.0000
8.250 1.2050 0.03547 0.02329 -0.0672 0.0804 1.0000
8.500 1.2129 0.03712 0.02497 -0.0641 0.0741 1.0000
8.750 1.2196 0.03885 0.02671 -0.0611 0.0688 1.0000
9.000 1.2269 0.04067 0.02859 -0.0582 0.0642 1.0000
9.250 1.2370 0.04239 0.03046 -0.0556 0.0602 1.0000
9.500 1.2483 0.04427 0.03249 -0.0533 0.0576 1.0000
9.750 1.2633 0.04646 0.03470 -0.0515 0.0552 1.0000
10.000 1.2828 0.04876 0.03719 -0.0503 0.0525 1.0000
10.250 1.2976 0.05097 0.03972 -0.0486 0.0497 1.0000
10.500 1.3104 0.05342 0.04242 -0.0468 0.0475 1.0000
10.750 1.3225 0.05617 0.04547 -0.0450 0.0462 1.0000
11.000 1.3304 0.05910 0.04866 -0.0429 0.0453 1.0000
11.250 1.3341 0.06217 0.05199 -0.0406 0.0445 1.0000
11.500 1.3341 0.06539 0.05544 -0.0382 0.0438 1.0000
11.750 1.3324 0.06912 0.05935 -0.0361 0.0429 1.0000
12.000 1.3226 0.07278 0.06325 -0.0335 0.0424 1.0000
12.250 1.3071 0.07628 0.06706 -0.0311 0.0422 1.0000
12.500 1.2884 0.08023 0.07133 -0.0293 0.0420 1.0000
12.750 1.2705 0.08466 0.07602 -0.0286 0.0419 1.0000
13.000 1.2508 0.08957 0.08119 -0.0288 0.0419 1.0000
13.250 1.2310 0.09513 0.08697 -0.0299 0.0420 1.0000
13.500 1.2101 0.10130 0.09333 -0.0321 0.0421 1.0000
13.750 1.1908 0.10794 0.10013 -0.0350 0.0424 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il)