GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.47 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe418-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe418-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 418 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2552 0.13361 0.12557 -0.0304 1.0000 0.1759
-11.000 -0.2552 0.13216 0.12418 -0.0310 1.0000 0.1808
-10.750 -0.2752 0.13426 0.12639 -0.0327 1.0000 0.1836
-10.500 -0.2641 0.12939 0.12159 -0.0325 1.0000 0.1855
-10.250 -0.2424 0.12406 0.11626 -0.0313 1.0000 0.1893
-10.000 -0.2352 0.12145 0.11371 -0.0309 1.0000 0.1942
-9.750 -0.2404 0.12060 0.11296 -0.0311 1.0000 0.1999
-9.500 -0.2690 0.12318 0.11571 -0.0320 1.0000 0.2023
-9.250 -0.2371 0.11551 0.10804 -0.0305 1.0000 0.2064
-9.000 -0.2272 0.11260 0.10519 -0.0293 1.0000 0.2119
-8.750 -0.2328 0.11156 0.10427 -0.0287 1.0000 0.2179
-8.500 -0.2661 0.11387 0.10679 -0.0278 1.0000 0.2211
-8.250 -0.2558 0.10941 0.10241 -0.0264 1.0000 0.2237
-8.000 -0.2396 0.10564 0.09869 -0.0243 1.0000 0.2288
-7.750 -0.2472 0.10460 0.09776 -0.0219 1.0000 0.2345
-7.500 -0.2748 0.10548 0.09883 -0.0187 1.0000 0.2386
-7.250 -0.3165 0.10757 0.10113 -0.0144 1.0000 0.2401
-7.000 -0.3588 0.10943 0.10319 -0.0101 1.0000 0.2406
-6.750 -0.3113 0.10213 0.09588 -0.0090 1.0000 0.2479
-6.500 -0.3288 0.10186 0.09573 -0.0055 1.0000 0.2519
-6.250 -0.3583 0.10240 0.09641 -0.0017 1.0000 0.2556
-6.000 -0.3951 0.10341 0.09754 0.0002 1.0000 0.2586
-5.750 -0.4198 0.10269 0.09692 0.0001 1.0000 0.2612
-5.500 -0.4038 0.09910 0.09337 0.0047 1.0000 0.2665
-5.250 -0.4126 0.09888 0.09313 -0.0049 0.9921 0.2795
-5.000 -0.3751 0.09354 0.08782 -0.0018 0.9856 0.2869
-4.750 -0.3629 0.09094 0.08520 -0.0079 0.9753 0.3010
-4.500 -0.3456 0.08859 0.08282 -0.0130 0.9657 0.3185
-4.250 -0.3308 0.08635 0.08056 -0.0156 0.9560 0.3370
-4.000 -0.3069 0.08297 0.07723 -0.0132 0.9486 0.3504
-3.750 -0.2930 0.08078 0.07503 -0.0154 0.9394 0.3724
-3.500 -0.2864 0.07894 0.07319 -0.0167 0.9305 0.3961
-3.250 -0.2671 0.07609 0.07040 -0.0143 0.9226 0.4196
-3.000 -0.2617 0.07477 0.06911 -0.0128 0.9140 0.4565
-2.750 0.2285 0.05381 0.04779 -0.0530 0.9289 0.9937
-2.500 0.1696 0.05637 0.05046 -0.0394 0.9134 0.9514
-2.250 0.0555 0.06045 0.05471 -0.0192 0.8982 0.8595
-2.000 -0.0390 0.06287 0.05728 -0.0053 0.8850 0.7948
-1.750 -0.0668 0.06267 0.05716 0.0007 0.8747 0.7967
-1.250 0.0128 0.05415 0.04616 -0.0686 0.8485 0.2808
-1.000 0.0477 0.05252 0.04432 -0.0710 0.8393 0.2737
-0.750 0.0776 0.05126 0.04279 -0.0727 0.8291 0.2693
-0.500 0.1137 0.05019 0.04134 -0.0750 0.8197 0.2663
-0.250 0.1413 0.04958 0.04052 -0.0758 0.8092 0.2687
0.000 0.1717 0.04912 0.03981 -0.0768 0.7994 0.2709
0.250 0.2014 0.04885 0.03927 -0.0776 0.7891 0.2757
0.500 0.2277 0.04893 0.03904 -0.0780 0.7788 0.2793
0.750 0.2613 0.04846 0.03861 -0.0791 0.7686 0.2869
1.000 0.2784 0.04893 0.03894 -0.0783 0.7580 0.2927
1.250 0.3185 0.04871 0.03853 -0.0798 0.7482 0.3008
1.500 0.3272 0.04952 0.03935 -0.0781 0.7371 0.3072
1.750 0.3780 0.04932 0.03894 -0.0809 0.7280 0.3198
2.000 0.3813 0.05061 0.04024 -0.0790 0.7164 0.3264
2.250 0.4390 0.05016 0.03976 -0.0822 0.7080 0.3479
2.500 0.4303 0.05215 0.04172 -0.0794 0.6967 0.3528
2.750 0.4857 0.05160 0.04138 -0.0820 0.6887 0.3863
3.000 0.4731 0.05389 0.04370 -0.0792 0.6778 0.3961
3.250 0.5197 0.05296 0.04373 -0.0811 0.6703 0.5182
3.500 0.5208 0.05463 0.04600 -0.0801 0.6611 1.0000
3.750 0.5488 0.05591 0.04683 -0.0801 0.6527 1.0000
4.000 0.5566 0.05803 0.04879 -0.0790 0.6449 1.0000
4.250 0.5559 0.06051 0.05119 -0.0778 0.6384 1.0000
4.500 0.6018 0.06123 0.05173 -0.0788 0.6304 1.0000
4.750 0.5827 0.06454 0.05502 -0.0768 0.6244 1.0000
5.000 0.5824 0.06719 0.05764 -0.0759 0.6195 1.0000
5.250 0.6300 0.06792 0.05826 -0.0767 0.6092 1.0000
5.500 0.6092 0.07137 0.06172 -0.0751 0.6044 1.0000
5.750 0.5355 0.08001 0.07057 -0.0766 0.6730 1.0000
6.000 0.6878 0.07167 0.06188 -0.0739 0.5699 1.0000
6.250 0.7157 0.07152 0.06169 -0.0721 0.5500 1.0000
6.500 0.7537 0.07058 0.06072 -0.0705 0.5313 1.0000
6.750 0.7569 0.07238 0.06252 -0.0689 0.5159 1.0000
7.000 0.7528 0.07520 0.06536 -0.0677 0.5026 1.0000
7.250 0.7765 0.07589 0.06605 -0.0665 0.4889 1.0000
7.500 0.8424 0.07269 0.06288 -0.0648 0.4764 1.0000
7.750 0.8330 0.07600 0.06622 -0.0636 0.4604 1.0000
8.000 0.8385 0.07800 0.06826 -0.0623 0.4440 1.0000
8.250 0.8512 0.07932 0.06961 -0.0608 0.4274 1.0000
8.500 0.8658 0.08044 0.07076 -0.0593 0.4106 1.0000
9.000 0.9500 0.07621 0.06660 -0.0544 0.3863 1.0000
9.250 0.9356 0.08139 0.07179 -0.0543 0.3710 1.0000
9.500 0.8822 0.09228 0.08267 -0.0568 0.3570 1.0000
9.750 0.8830 0.09629 0.08668 -0.0569 0.3486 1.0000
10.000 0.8536 0.10447 0.09488 -0.0592 0.3418 1.0000
10.250 0.9176 0.09994 0.09038 -0.0554 0.3346 1.0000
10.500 0.8671 0.11197 0.10242 -0.0599 0.3332 1.0000
10.750 0.8563 0.11865 0.10913 -0.0620 0.3336 1.0000
11.000 0.8565 0.12410 0.11461 -0.0635 0.3345 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)