GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.33 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe418-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe418-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2806 0.11060 0.10345 -0.0326 1.0000 0.1504
-8.250 -0.2990 0.10983 0.10283 -0.0306 1.0000 0.1505
-8.000 -0.3196 0.10922 0.10236 -0.0279 1.0000 0.1506
-7.750 -0.2824 0.10358 0.09674 -0.0256 1.0000 0.1535
-7.500 -0.2692 0.10095 0.09415 -0.0259 0.9958 0.1571
-7.000 -0.2562 0.08926 0.08229 -0.0452 0.9621 0.1198
-6.750 -0.2300 0.08519 0.07819 -0.0489 0.9528 0.1178
-6.500 -0.2108 0.08094 0.07390 -0.0547 0.9394 0.1175
-6.250 -0.1926 0.07678 0.06968 -0.0601 0.9260 0.1172
-6.000 -0.1718 0.07252 0.06532 -0.0655 0.9142 0.1160
-5.750 -0.1470 0.06796 0.06063 -0.0718 0.9041 0.1154
-5.500 -0.1290 0.06408 0.05661 -0.0763 0.8905 0.1167
-5.250 -0.1052 0.05979 0.05211 -0.0816 0.8801 0.1178
-5.000 -0.0847 0.05592 0.04801 -0.0851 0.8680 0.1182
-4.750 -0.0656 0.05174 0.04344 -0.0887 0.8557 0.1200
-4.500 -0.0388 0.04907 0.04060 -0.0908 0.8468 0.1224
-4.250 -0.0186 0.04732 0.03875 -0.0909 0.8351 0.1240
-4.000 0.0095 0.04495 0.03615 -0.0926 0.8269 0.1261
-3.750 0.0297 0.04312 0.03408 -0.0928 0.8155 0.1292
-3.500 0.0582 0.04055 0.03105 -0.0945 0.8075 0.1326
-3.250 0.0803 0.03844 0.02844 -0.0948 0.7972 0.1353
-3.000 0.1080 0.03748 0.02752 -0.0950 0.7891 0.1384
-2.750 0.1332 0.03647 0.02636 -0.0949 0.7804 0.1420
-2.500 0.1592 0.03523 0.02484 -0.0949 0.7714 0.1456
-2.250 0.1918 0.03377 0.02286 -0.0957 0.7651 0.1509
-2.000 0.2117 0.03324 0.02236 -0.0946 0.7544 0.1540
-1.750 0.2436 0.03238 0.02138 -0.0950 0.7480 0.1586
-1.500 0.2657 0.03190 0.02071 -0.0941 0.7378 0.1636
-1.250 0.2965 0.03108 0.01962 -0.0942 0.7304 0.1685
-1.000 0.3216 0.03068 0.01924 -0.0937 0.7214 0.1732
-0.750 0.3498 0.03020 0.01864 -0.0934 0.7127 0.1789
-0.500 0.3808 0.02969 0.01786 -0.0934 0.7051 0.1848
-0.250 0.4040 0.02945 0.01770 -0.0924 0.6952 0.1899
0.000 0.4391 0.02890 0.01701 -0.0928 0.6887 0.1965
0.250 0.4608 0.02898 0.01698 -0.0917 0.6780 0.2028
0.500 0.4934 0.02857 0.01658 -0.0919 0.6709 0.2102
0.750 0.5173 0.02860 0.01659 -0.0910 0.6616 0.2172
1.000 0.5459 0.02842 0.01638 -0.0906 0.6535 0.2255
1.250 0.5748 0.02827 0.01623 -0.0903 0.6462 0.2372
1.500 0.5961 0.02842 0.01646 -0.0892 0.6365 0.2482
1.750 0.6280 0.02810 0.01615 -0.0891 0.6299 0.2656
2.000 0.6461 0.02837 0.01659 -0.0877 0.6198 0.2876
2.250 0.6737 0.02806 0.01652 -0.0873 0.6123 0.3355
2.500 0.7125 0.02660 0.01663 -0.0889 0.6040 1.0000
2.750 0.7341 0.02710 0.01695 -0.0876 0.5946 1.0000
3.000 0.7661 0.02719 0.01679 -0.0875 0.5884 1.0000
3.250 0.7789 0.02808 0.01767 -0.0854 0.5774 1.0000
3.500 0.8076 0.02829 0.01772 -0.0850 0.5703 1.0000
3.750 0.8243 0.02905 0.01845 -0.0833 0.5607 1.0000
4.000 0.8483 0.02946 0.01879 -0.0824 0.5525 1.0000
4.250 0.8709 0.02990 0.01917 -0.0813 0.5439 1.0000
4.500 0.8900 0.03044 0.01968 -0.0797 0.5338 1.0000
4.750 0.9141 0.03071 0.01989 -0.0787 0.5247 1.0000
5.000 0.9325 0.03118 0.02035 -0.0770 0.5140 1.0000
5.250 0.9525 0.03154 0.02068 -0.0755 0.5036 1.0000
5.500 0.9758 0.03165 0.02074 -0.0742 0.4932 1.0000
5.750 0.9894 0.03226 0.02137 -0.0720 0.4814 1.0000
6.000 1.0200 0.03191 0.02090 -0.0714 0.4719 1.0000
6.250 1.0275 0.03276 0.02183 -0.0686 0.4589 1.0000
6.500 1.0437 0.03310 0.02215 -0.0666 0.4472 1.0000
6.750 1.0674 0.03302 0.02200 -0.0653 0.4364 1.0000
7.000 1.0737 0.03397 0.02302 -0.0625 0.4244 1.0000
7.250 1.0926 0.03428 0.02333 -0.0609 0.4147 1.0000
7.500 1.1042 0.03495 0.02402 -0.0586 0.4039 1.0000
7.750 1.1132 0.03574 0.02484 -0.0561 0.3935 1.0000
8.000 1.1330 0.03594 0.02501 -0.0546 0.3836 1.0000
8.250 1.1344 0.03723 0.02637 -0.0516 0.3723 1.0000
8.500 1.1498 0.03772 0.02683 -0.0498 0.3617 1.0000
8.750 1.1587 0.03863 0.02776 -0.0476 0.3501 1.0000
9.000 1.1629 0.03994 0.02911 -0.0454 0.3381 1.0000
9.250 1.1751 0.04070 0.02983 -0.0436 0.3262 1.0000
9.500 1.1827 0.04185 0.03097 -0.0417 0.3137 1.0000
9.750 1.1831 0.04368 0.03285 -0.0398 0.3010 1.0000
10.000 1.1904 0.04507 0.03421 -0.0382 0.2892 1.0000
10.250 1.1991 0.04637 0.03547 -0.0368 0.2780 1.0000
10.500 1.1983 0.04873 0.03792 -0.0354 0.2670 1.0000
10.750 1.2116 0.04982 0.03891 -0.0342 0.2583 1.0000
11.000 1.2103 0.05249 0.04170 -0.0333 0.2493 1.0000
11.250 1.2272 0.05332 0.04240 -0.0322 0.2426 1.0000
11.500 1.2214 0.05667 0.04595 -0.0316 0.2352 1.0000
11.750 1.2323 0.05821 0.04748 -0.0307 0.2294 1.0000
12.000 1.2382 0.06041 0.04972 -0.0301 0.2241 1.0000
12.250 1.2322 0.06411 0.05359 -0.0300 0.2189 1.0000
12.500 1.2400 0.06620 0.05573 -0.0295 0.2146 1.0000
12.750 1.2646 0.06636 0.05581 -0.0284 0.2112 1.0000
13.000 1.2347 0.07335 0.06313 -0.0296 0.2072 1.0000
13.250 1.2054 0.08081 0.07082 -0.0315 0.2031 1.0000
13.500 1.2027 0.08464 0.07474 -0.0320 0.1995 1.0000
13.750 1.2378 0.08289 0.07292 -0.0300 0.1967 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)