GOE 419 AIRFOIL (goe419-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 419 AIRFOIL (goe419-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.32 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe419-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe419-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 419 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3845 0.10557 0.09887 -0.0223 1.0000 0.1156
-8.000 -0.3925 0.10482 0.09826 -0.0231 1.0000 0.1180
-7.750 -0.4003 0.10456 0.09814 -0.0262 1.0000 0.1189
-7.500 -0.3834 0.09760 0.09117 -0.0219 1.0000 0.1251
-7.250 -0.3839 0.09557 0.08924 -0.0232 1.0000 0.1301
-7.000 -0.3874 0.09533 0.08910 -0.0285 1.0000 0.1324
-6.750 -0.3767 0.08927 0.08310 -0.0235 1.0000 0.1392
-6.500 -0.3757 0.08804 0.08195 -0.0275 1.0000 0.1452
-6.000 -0.3646 0.08216 0.07616 -0.0291 1.0000 0.1588
-5.750 -0.3592 0.07775 0.07174 -0.0259 1.0000 0.1656
-5.500 -0.3527 0.07522 0.06924 -0.0282 1.0000 0.1747
-5.250 -0.3441 0.07288 0.06689 -0.0303 1.0000 0.1868
-5.000 -0.3358 0.07001 0.06402 -0.0305 1.0000 0.2000
-4.750 -0.3286 0.06669 0.06074 -0.0295 1.0000 0.2138
-4.500 -0.3221 0.06328 0.05739 -0.0276 1.0000 0.2290
-4.250 -0.3107 0.06081 0.05486 -0.0286 1.0000 0.2537
-4.000 -0.3057 0.05739 0.05153 -0.0253 1.0000 0.2746
-3.750 -0.3006 0.05450 0.04870 -0.0228 1.0000 0.3126
-3.000 -0.3105 0.04630 0.04091 -0.0041 1.0000 0.4868
-2.750 -0.3096 0.04362 0.03834 0.0012 1.0000 0.5377
-2.500 -0.3034 0.04087 0.03564 0.0051 1.0000 0.5781
-2.250 -0.2870 0.03798 0.03276 0.0057 1.0000 0.6057
-2.000 -0.0617 0.03352 0.02472 -0.0470 1.0000 0.1574
-1.750 -0.0340 0.03143 0.02222 -0.0472 1.0000 0.1566
-1.500 -0.0062 0.02953 0.01986 -0.0472 1.0000 0.1557
-1.250 0.0217 0.02777 0.01761 -0.0469 1.0000 0.1517
-1.000 0.0477 0.02641 0.01581 -0.0464 1.0000 0.1545
-0.750 0.0702 0.02557 0.01468 -0.0457 1.0000 0.1739
-0.500 0.0967 0.02473 0.01353 -0.0454 1.0000 0.1875
-0.250 0.1232 0.02402 0.01266 -0.0452 1.0000 0.2061
0.000 0.1480 0.02337 0.01204 -0.0449 1.0000 0.2459
0.250 0.1801 0.02050 0.01079 -0.0454 1.0000 1.0000
0.500 0.1983 0.02111 0.01090 -0.0446 1.0000 1.0000
0.750 0.2158 0.02176 0.01126 -0.0441 1.0000 1.0000
1.000 0.2328 0.02247 0.01174 -0.0436 1.0000 1.0000
1.250 0.2495 0.02324 0.01234 -0.0432 1.0000 1.0000
1.500 0.2886 0.02436 0.01329 -0.0473 0.9891 1.0000
1.750 0.3404 0.02556 0.01435 -0.0534 0.9721 1.0000
2.000 0.3887 0.02655 0.01528 -0.0587 0.9548 1.0000
2.250 0.4337 0.02740 0.01612 -0.0632 0.9363 1.0000
2.500 0.4838 0.02820 0.01699 -0.0683 0.9190 1.0000
2.750 0.5232 0.02892 0.01788 -0.0713 0.8995 1.0000
3.000 0.5683 0.02956 0.01867 -0.0751 0.8810 1.0000
3.250 0.6112 0.03015 0.01947 -0.0782 0.8627 1.0000
3.500 0.6474 0.03077 0.02033 -0.0801 0.8431 1.0000
3.750 0.6944 0.03111 0.02101 -0.0833 0.8259 1.0000
4.000 0.7266 0.03173 0.02211 -0.0841 0.8067 1.0000
4.250 0.8416 0.02128 0.01235 -0.0782 0.6844 1.0000
4.500 0.8613 0.02035 0.01130 -0.0722 0.6036 1.0000
4.750 0.8662 0.02069 0.01085 -0.0653 0.4456 1.0000
5.000 0.8593 0.02413 0.01190 -0.0601 0.1247 1.0000
5.250 0.8726 0.02641 0.01401 -0.0578 0.0936 1.0000
5.500 0.8888 0.02804 0.01580 -0.0556 0.0852 1.0000
5.750 0.9020 0.02993 0.01779 -0.0531 0.0810 1.0000
6.000 0.9202 0.03162 0.01968 -0.0508 0.0788 1.0000
6.250 0.9484 0.03360 0.02180 -0.0495 0.0780 1.0000
6.500 0.9921 0.03635 0.02466 -0.0500 0.0780 1.0000
6.750 1.0285 0.03931 0.02789 -0.0499 0.0766 1.0000
7.000 1.0578 0.04250 0.03148 -0.0491 0.0758 1.0000
7.250 1.0860 0.04653 0.03584 -0.0483 0.0792 1.0000
7.500 1.1059 0.04971 0.03977 -0.0459 0.0844 1.0000
7.750 1.1223 0.05422 0.04483 -0.0438 0.0909 1.0000
8.000 1.1309 0.05804 0.04959 -0.0409 0.0983 1.0000
8.250 1.1450 0.06345 0.05536 -0.0393 0.1074 1.0000
8.500 1.1319 0.06765 0.06035 -0.0359 0.1149 1.0000
9.000 1.1182 0.07827 0.07175 -0.0327 0.1339 1.0000
9.250 1.0897 0.08255 0.07629 -0.0312 0.1353 1.0000
9.500 1.0620 0.08686 0.08055 -0.0301 0.1360 1.0000
9.750 1.0338 0.09200 0.08575 -0.0311 0.1362 1.0000
10.000 1.0071 0.09822 0.09198 -0.0343 0.1361 1.0000
10.250 0.9802 0.10623 0.09995 -0.0401 0.1368 1.0000
10.500 0.9630 0.11574 0.10941 -0.0467 0.1479 1.0000
10.750 0.9396 0.12542 0.11898 -0.0543 0.1629 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 419 AIRFOIL (goe419-il)