GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.44 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe421-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe421-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 421 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 -0.3833 0.16285 0.15747 -0.0093 1.0000 0.2203
-8.000 -0.4100 0.16352 0.15821 -0.0089 1.0000 0.2239
-7.750 -0.4502 0.16528 0.16008 -0.0081 1.0000 0.2250
-7.500 -0.4045 0.15707 0.15182 -0.0068 1.0000 0.2294
-7.250 -0.4023 0.15483 0.14959 -0.0055 1.0000 0.2340
-7.000 -0.4125 0.15345 0.14825 -0.0045 1.0000 0.2390
-6.750 -0.4459 0.15385 0.14874 -0.0033 1.0000 0.2426
-6.500 -0.4932 0.15494 0.14994 -0.0009 1.0000 0.2436
-6.250 -0.4472 0.14763 0.14258 -0.0011 1.0000 0.2472
-6.000 -0.4413 0.14506 0.14002 0.0003 1.0000 0.2518
-5.750 -0.4539 0.14353 0.13853 0.0021 1.0000 0.2572
-5.500 -0.4915 0.14317 0.13825 0.0045 1.0000 0.2611
-5.250 -0.5179 0.14119 0.13635 0.0028 1.0000 0.2634
-5.000 -0.4937 0.13714 0.13228 0.0070 1.0000 0.2679
-4.750 -0.4886 0.13488 0.13002 0.0065 0.9973 0.2751
-4.500 -0.5016 0.13263 0.12778 -0.0014 0.9924 0.2829
-4.250 -0.4843 0.12927 0.12441 0.0015 0.9880 0.2867
-4.000 -0.4772 0.12770 0.12276 -0.0103 0.9816 0.3012
-3.750 -0.4694 0.12403 0.11913 -0.0040 0.9777 0.3046
-3.500 -0.4541 0.12193 0.11695 -0.0128 0.9704 0.3207
-3.250 -0.4439 0.11919 0.11424 -0.0083 0.9669 0.3250
-3.000 -0.4294 0.11649 0.11147 -0.0153 0.9587 0.3405
-2.750 -0.3358 0.10014 0.09422 -0.0559 0.9538 0.2434
-2.500 -0.3403 0.10041 0.09467 -0.0490 0.9465 0.2612
-2.250 -0.3246 0.10111 0.09547 -0.0466 0.9399 0.2859
-2.000 -0.2244 0.08656 0.07969 -0.0795 0.9370 0.2283
-1.750 -0.2019 0.08557 0.07863 -0.0810 0.9271 0.2354
-1.500 -0.1427 0.08459 0.07706 -0.0914 0.9226 0.2475
-1.250 -0.1316 0.08334 0.07578 -0.0906 0.9118 0.2558
-1.000 -0.0878 0.08418 0.07633 -0.0960 0.9062 0.2718
-0.750 -0.0649 0.08332 0.07525 -0.0976 0.8946 0.2865
-0.500 -0.0396 0.08377 0.07553 -0.0994 0.8861 0.3041
-0.250 -0.0014 0.08538 0.07706 -0.1025 0.8761 0.3271
0.000 0.0127 0.08538 0.07695 -0.1023 0.8645 0.3440
0.250 0.0415 0.08698 0.07847 -0.1040 0.8563 0.3663
0.500 0.0739 0.08824 0.07960 -0.1063 0.8438 0.3899
0.750 0.0851 0.08864 0.07996 -0.1056 0.8317 0.4041
1.000 0.1149 0.09053 0.08173 -0.1077 0.8235 0.4232
1.250 0.1437 0.09179 0.08287 -0.1095 0.8105 0.4406
1.500 0.1531 0.09266 0.08360 -0.1090 0.7994 0.4523
1.750 0.1952 0.09537 0.08618 -0.1126 0.7911 0.4710
2.000 0.2014 0.09563 0.08649 -0.1112 0.7782 0.4793
2.250 0.2248 0.09790 0.08860 -0.1128 0.7725 0.4914
2.500 0.2386 0.09884 0.08952 -0.1125 0.7614 0.4998
2.750 0.2693 0.10161 0.09209 -0.1149 0.7563 0.5120
3.000 0.2727 0.10218 0.09265 -0.1134 0.7453 0.5194
3.250 0.3152 0.10548 0.09578 -0.1169 0.7398 0.5348
3.500 0.3036 0.10578 0.09610 -0.1140 0.7324 0.5397
3.750 0.3291 0.10785 0.09810 -0.1154 0.7260 0.5542
4.000 0.3667 0.11132 0.10154 -0.1182 0.7226 0.5779
4.250 0.3517 0.11147 0.10173 -0.1150 0.7167 0.5863
4.500 0.3731 0.11317 0.10356 -0.1157 0.7096 0.6136
4.750 0.4091 0.11601 0.10684 -0.1178 0.7059 0.6819
5.000 0.3885 0.11487 0.10636 -0.1125 0.7009 0.9069
5.250 0.4083 0.11682 0.10789 -0.1142 0.6939 1.0000
5.500 0.4380 0.11998 0.11064 -0.1164 0.6899 1.0000
5.750 0.4621 0.12351 0.11391 -0.1178 0.6877 1.0000
6.000 0.4501 0.12350 0.11386 -0.1152 0.6814 1.0000
6.250 0.4683 0.12567 0.11585 -0.1156 0.6755 1.0000
6.500 0.4979 0.12915 0.11915 -0.1173 0.6719 1.0000
6.750 0.5011 0.13087 0.12079 -0.1165 0.6687 1.0000
7.000 0.5043 0.13179 0.12166 -0.1154 0.6616 1.0000
7.250 0.5240 0.13427 0.12402 -0.1161 0.6573 1.0000
7.500 0.5508 0.13785 0.12749 -0.1176 0.6545 1.0000
7.750 0.5568 0.13983 0.12942 -0.1171 0.6521 1.0000
8.000 0.5553 0.14023 0.12980 -0.1158 0.6454 1.0000
8.250 0.5739 0.14257 0.13207 -0.1163 0.6404 1.0000
8.500 0.6013 0.14631 0.13573 -0.1178 0.6372 1.0000
8.750 0.6041 0.14779 0.13719 -0.1172 0.6342 1.0000
9.000 0.6066 0.14849 0.13788 -0.1164 0.6277 1.0000
9.250 0.6244 0.15088 0.14024 -0.1170 0.6232 1.0000
9.500 0.6491 0.15450 0.14382 -0.1182 0.6202 1.0000
9.750 0.6588 0.15690 0.14620 -0.1183 0.6176 1.0000
10.000 0.6568 0.15679 0.14610 -0.1173 0.6102 1.0000
10.250 0.6758 0.15937 0.14866 -0.1180 0.6053 1.0000
10.500 0.7022 0.16363 0.15291 -0.1194 0.6024 1.0000
10.750 0.6976 0.16382 0.15312 -0.1186 0.5980 1.0000
11.000 0.7078 0.16518 0.15449 -0.1187 0.5905 1.0000
11.250 0.7344 0.16913 0.15845 -0.1200 0.5857 1.0000
11.500 0.7336 0.16983 0.15917 -0.1196 0.5801 1.0000
11.750 0.7482 0.17166 0.16103 -0.1199 0.5714 1.0000
12.250 0.7683 0.17554 0.16498 -0.1206 0.5576 1.0000
12.500 0.7962 0.17982 0.16930 -0.1219 0.5511 1.0000
12.750 0.7917 0.18003 0.16955 -0.1217 0.5431 1.0000
13.000 0.8150 0.18349 0.17306 -0.1226 0.5348 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)