GOE 420 AIRFOIL (goe420-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 420 AIRFOIL (goe420-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.01 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe420-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe420-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 420 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3683 0.12595 0.11999 -0.0067 1.0000 0.3132
-7.250 -0.6101 0.09286 0.08692 -0.0292 1.0000 0.1689
-7.000 -0.6152 0.08953 0.08359 -0.0281 1.0000 0.1677
-6.750 -0.6299 0.08461 0.07864 -0.0282 1.0000 0.1660
-6.500 -0.6544 0.07723 0.07111 -0.0300 1.0000 0.1634
-6.250 -0.6812 0.06743 0.06085 -0.0335 1.0000 0.1605
-6.000 -0.6859 0.06140 0.05437 -0.0349 1.0000 0.1608
-5.750 -0.6818 0.05697 0.04950 -0.0356 1.0000 0.1626
-5.500 -0.6733 0.05307 0.04506 -0.0360 1.0000 0.1653
-5.250 -0.6614 0.04963 0.04096 -0.0364 1.0000 0.1681
-5.000 -0.6468 0.04802 0.03934 -0.0357 1.0000 0.1722
-4.750 -0.6316 0.04696 0.03822 -0.0349 1.0000 0.1785
-4.500 -0.6156 0.04514 0.03600 -0.0346 1.0000 0.1859
-4.250 -0.5998 0.04452 0.03550 -0.0337 1.0000 0.1941
-4.000 -0.5835 0.04357 0.03445 -0.0331 1.0000 0.2050
-3.750 -0.5671 0.04294 0.03376 -0.0324 1.0000 0.2193
-3.500 -0.5514 0.04274 0.03365 -0.0315 1.0000 0.2369
-3.250 -0.4438 0.04714 0.03843 -0.0444 0.9475 0.3123
-3.000 -0.4081 0.04851 0.03996 -0.0456 0.9307 0.3522
-2.750 -0.3906 0.04913 0.04067 -0.0443 0.9212 0.3796
-2.500 -0.3619 0.04995 0.04148 -0.0446 0.9067 0.4108
-2.250 -0.3300 0.05107 0.04269 -0.0449 0.8923 0.4411
-2.000 -0.3148 0.05144 0.04306 -0.0435 0.8838 0.4662
-1.750 -0.2877 0.05209 0.04370 -0.0434 0.8720 0.4939
-1.500 -0.2726 0.05229 0.04386 -0.0423 0.8648 0.5142
-1.250 -0.2437 0.05279 0.04431 -0.0426 0.8524 0.5368
-1.000 -0.2845 0.05321 0.04485 -0.0361 0.8997 0.5378
-0.750 -0.1946 0.05386 0.04527 -0.0428 0.8354 0.5777
-0.500 -0.1885 0.05423 0.04562 -0.0409 0.8323 0.5923
-0.250 -0.1789 0.05475 0.04615 -0.0393 0.8297 0.6074
0.000 -0.1740 0.05570 0.04708 -0.0381 0.8406 0.6221
0.250 -0.1457 0.05710 0.04844 -0.0390 0.8371 0.6434
0.500 -0.2129 0.05703 0.04847 -0.0300 0.9130 0.6399
0.750 -0.1958 0.05719 0.04860 -0.0296 0.9018 0.6594
1.000 -0.1624 0.05954 0.05093 -0.0314 0.8954 0.6864
1.250 -0.1585 0.05895 0.05038 -0.0290 0.8895 0.7067
1.500 -0.1336 0.06001 0.05146 -0.0296 0.8802 0.7380
1.750 -0.1084 0.06178 0.05336 -0.0300 0.8755 0.7722
2.000 -0.1016 0.06126 0.05301 -0.0279 0.8660 0.8042
2.250 -0.0615 0.06317 0.05524 -0.0311 0.8587 0.8788
2.500 -0.0176 0.06419 0.05625 -0.0394 0.8502 1.0000
2.750 0.0244 0.06643 0.05804 -0.0458 0.8400 1.0000
3.000 0.0515 0.06881 0.06010 -0.0486 0.8355 1.0000
3.250 0.0628 0.06918 0.06028 -0.0484 0.8243 1.0000
3.500 0.1060 0.07308 0.06390 -0.0525 0.8175 1.0000
3.750 0.1016 0.07256 0.06329 -0.0500 0.8084 1.0000
4.000 0.1344 0.07526 0.06580 -0.0524 0.7999 1.0000
4.250 0.1427 0.07645 0.06688 -0.0516 0.7930 1.0000
4.500 0.1661 0.07828 0.06859 -0.0526 0.7822 1.0000
4.750 0.1888 0.08099 0.07118 -0.0538 0.7767 1.0000
5.000 0.1990 0.08171 0.07183 -0.0531 0.7642 1.0000
5.250 0.2308 0.08530 0.07531 -0.0554 0.7584 1.0000
5.500 0.2319 0.08540 0.07537 -0.0536 0.7461 1.0000
5.750 0.2704 0.08960 0.07946 -0.0566 0.7399 1.0000
6.000 0.2642 0.08927 0.07912 -0.0542 0.7278 1.0000
6.250 0.3055 0.09373 0.08349 -0.0573 0.7214 1.0000
6.500 0.2952 0.09329 0.08305 -0.0546 0.7098 1.0000
6.750 0.3362 0.09771 0.08739 -0.0576 0.7028 1.0000
7.000 0.3243 0.09745 0.08714 -0.0550 0.6924 1.0000
7.250 0.3586 0.10112 0.09076 -0.0572 0.6850 1.0000
7.500 0.3530 0.10179 0.09142 -0.0555 0.6753 1.0000
7.750 0.3832 0.10502 0.09462 -0.0572 0.6670 1.0000
8.000 0.3831 0.10656 0.09615 -0.0563 0.6602 1.0000
8.250 0.4013 0.10879 0.09837 -0.0568 0.6504 1.0000
8.500 0.4274 0.11275 0.10231 -0.0583 0.6456 1.0000
8.750 0.4229 0.11305 0.10263 -0.0569 0.6340 1.0000
9.000 0.4566 0.11730 0.10687 -0.0589 0.6284 1.0000
9.250 0.4458 0.11781 0.10739 -0.0574 0.6204 1.0000
9.500 0.4683 0.12063 0.11022 -0.0583 0.6119 1.0000
9.750 0.4841 0.12396 0.11356 -0.0591 0.6071 1.0000
10.000 0.4849 0.12485 0.11447 -0.0584 0.5964 1.0000
10.250 0.5188 0.12947 0.11912 -0.0603 0.5907 1.0000
10.500 0.5065 0.12966 0.11932 -0.0590 0.5815 1.0000
10.750 0.5322 0.13307 0.12276 -0.0601 0.5735 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 420 AIRFOIL (goe420-il)