GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.8 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe421-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe421-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.0415 0.13674 0.12942 -0.0985 0.8969 0.1034
-10.750 -0.0323 0.13286 0.12550 -0.1015 0.8940 0.1020
-10.250 -0.0519 0.12659 0.11927 -0.1025 0.8809 0.0976
-10.000 -0.0348 0.12354 0.11618 -0.1045 0.8782 0.0993
-9.750 -0.0471 0.12231 0.11501 -0.1017 0.8692 0.0997
-9.500 -0.0423 0.11918 0.11185 -0.1032 0.8650 0.1004
-9.250 -0.0366 0.11526 0.10791 -0.1060 0.8621 0.1003
-9.000 -0.0588 0.11407 0.10680 -0.1021 0.8521 0.0997
-8.750 -0.0584 0.11056 0.10328 -0.1037 0.8481 0.0998
-8.500 -0.0716 0.10892 0.10167 -0.1014 0.8407 0.1003
-8.250 -0.0794 0.10664 0.09942 -0.1006 0.8344 0.1013
-8.000 -0.0815 0.10328 0.09605 -0.1018 0.8307 0.1025
-7.750 -0.1120 0.10254 0.09540 -0.0968 0.8211 0.1024
-7.500 -0.1247 0.09932 0.09219 -0.0968 0.8158 0.1029
-7.250 -0.1419 0.09631 0.08922 -0.0962 0.8092 0.1031
-7.000 -0.1606 0.09299 0.08593 -0.0959 0.8017 0.1033
-6.750 -0.1656 0.08669 0.07956 -0.1010 0.7974 0.1043
-6.500 -0.1875 0.08101 0.07383 -0.1036 0.7896 0.1054
-6.250 -0.1939 0.06559 0.05766 -0.1193 0.7844 0.1094
-6.000 -0.1690 0.06450 0.05651 -0.1202 0.7811 0.1118
-5.750 -0.1391 0.06144 0.05314 -0.1243 0.7787 0.1160
-5.500 -0.1311 0.05762 0.04869 -0.1271 0.7719 0.1209
-5.250 -0.1094 0.05689 0.04788 -0.1275 0.7673 0.1243
-5.000 -0.0801 0.05613 0.04700 -0.1288 0.7640 0.1288
-4.750 -0.0435 0.05402 0.04443 -0.1323 0.7617 0.1366
-4.500 -0.0387 0.05482 0.04529 -0.1298 0.7543 0.1396
-4.250 -0.0133 0.05413 0.04435 -0.1307 0.7497 0.1467
-4.000 0.0169 0.05391 0.04404 -0.1316 0.7463 0.1541
-3.750 0.0531 0.05311 0.04297 -0.1337 0.7439 0.1652
-3.500 0.0560 0.05406 0.04392 -0.1312 0.7356 0.1708
-3.250 0.0827 0.05392 0.04360 -0.1318 0.7312 0.1826
-3.000 0.1162 0.05356 0.04302 -0.1332 0.7281 0.1975
-2.750 0.1384 0.05371 0.04294 -0.1333 0.7230 0.2121
-2.500 0.1499 0.05451 0.04383 -0.1316 0.7159 0.2211
-2.250 0.1798 0.05445 0.04365 -0.1323 0.7120 0.2368
-2.000 0.2145 0.05422 0.04327 -0.1335 0.7092 0.2539
-1.750 0.2164 0.05548 0.04455 -0.1309 0.6998 0.2623
-1.500 0.2447 0.05556 0.04453 -0.1313 0.6952 0.2760
-1.250 0.2799 0.05532 0.04412 -0.1325 0.6922 0.2911
-1.000 0.2833 0.05655 0.04539 -0.1301 0.6823 0.2981
-0.750 0.3136 0.05649 0.04519 -0.1306 0.6775 0.3109
-0.500 0.3511 0.05608 0.04458 -0.1319 0.6744 0.3253
-0.250 0.3535 0.05730 0.04586 -0.1293 0.6631 0.3306
0.000 0.3882 0.05690 0.04528 -0.1302 0.6588 0.3421
0.500 0.4282 0.05761 0.04583 -0.1288 0.6433 0.3555
0.750 0.4665 0.05694 0.04498 -0.1299 0.6401 0.3649
1.000 0.4686 0.05843 0.04647 -0.1275 0.6281 0.3697
1.250 0.5033 0.05799 0.04585 -0.1283 0.6241 0.3792
1.750 0.5394 0.05911 0.04690 -0.1266 0.6083 0.3941
2.000 0.5750 0.05847 0.04621 -0.1272 0.6052 0.4069
2.250 0.5755 0.06034 0.04809 -0.1250 0.5926 0.4152
2.500 0.6084 0.05981 0.04755 -0.1254 0.5889 0.4308
3.000 0.6414 0.06118 0.04904 -0.1236 0.5727 0.4624
3.250 0.6490 0.06265 0.05061 -0.1221 0.5623 0.4812
3.500 0.6735 0.06262 0.05075 -0.1218 0.5565 0.5185
3.750 0.7046 0.06158 0.05016 -0.1216 0.5536 0.6082
4.000 0.6912 0.06294 0.05209 -0.1171 0.5401 1.0000
4.250 0.7235 0.06264 0.05152 -0.1174 0.5368 1.0000
4.750 0.7504 0.06532 0.05395 -0.1156 0.5205 1.0000
5.250 0.7738 0.06847 0.05692 -0.1138 0.5045 1.0000
5.500 0.8041 0.06814 0.05645 -0.1138 0.5020 1.0000
5.750 0.7945 0.07200 0.06032 -0.1121 0.4890 1.0000
6.000 0.8219 0.07197 0.06017 -0.1119 0.4861 1.0000
6.500 0.8328 0.07692 0.06507 -0.1101 0.4709 1.0000
6.750 0.8586 0.07711 0.06517 -0.1098 0.4685 1.0000
7.250 0.8583 0.08377 0.07184 -0.1081 0.4537 1.0000
7.500 0.8832 0.08405 0.07206 -0.1079 0.4515 1.0000
8.500 0.8663 0.10043 0.08855 -0.1056 0.4268 1.0000
8.750 0.8710 0.10348 0.09164 -0.1054 0.4228 1.0000
9.000 0.8862 0.10514 0.09328 -0.1052 0.4201 1.0000
9.250 0.9063 0.10617 0.09429 -0.1050 0.4181 1.0000
9.750 0.8821 0.11678 0.10504 -0.1049 0.4079 1.0000
10.000 0.8893 0.11963 0.10793 -0.1050 0.4053 1.0000
10.250 0.9014 0.12187 0.11019 -0.1050 0.4032 1.0000
10.500 0.9187 0.12339 0.11172 -0.1049 0.4014 1.0000
10.750 0.9195 0.12695 0.11532 -0.1051 0.3980 1.0000
11.000 0.9060 0.13229 0.12075 -0.1056 0.3936 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)