GOE 422 AIRFOIL (goe422-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 422 AIRFOIL (goe422-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.79 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe422-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe422-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 422 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3264 0.15084 0.14480 -0.0168 1.0000 0.1864
-9.000 -0.3475 0.15124 0.14529 -0.0162 1.0000 0.1904
-8.750 -0.3831 0.15310 0.14726 -0.0160 1.0000 0.1918
-8.500 -0.3550 0.14673 0.14091 -0.0139 1.0000 0.1954
-8.250 -0.3495 0.14443 0.13865 -0.0122 1.0000 0.2001
-8.000 -0.3579 0.14329 0.13757 -0.0110 1.0000 0.2053
-7.750 -0.3865 0.14388 0.13825 -0.0103 1.0000 0.2094
-7.500 -0.4287 0.14541 0.13989 -0.0091 1.0000 0.2107
-7.250 -0.3869 0.13854 0.13302 -0.0075 1.0000 0.2156
-7.000 -0.3863 0.13665 0.13117 -0.0058 1.0000 0.2206
-6.750 -0.4023 0.13578 0.13038 -0.0044 1.0000 0.2261
-6.500 -0.4455 0.13668 0.13138 -0.0024 1.0000 0.2293
-6.250 -0.4857 0.13646 0.13128 -0.0027 1.0000 0.2308
-6.000 -0.4322 0.13034 0.12514 0.0005 1.0000 0.2373
-5.750 -0.4421 0.12889 0.12374 0.0026 1.0000 0.2430
-5.500 -0.4792 0.12860 0.12353 0.0031 1.0000 0.2488
-5.250 -0.4915 0.12577 0.12077 0.0027 1.0000 0.2525
-5.000 -0.4774 0.12304 0.11808 0.0066 1.0000 0.2580
-4.750 -0.4875 0.12134 0.11642 0.0067 1.0000 0.2670
-4.500 -0.5003 0.11853 0.11365 0.0046 1.0000 0.2738
-4.250 -0.4930 0.11629 0.11145 0.0084 1.0000 0.2801
-4.000 -0.5042 0.11384 0.10901 0.0032 1.0000 0.2937
-3.750 -0.4975 0.11149 0.10672 0.0085 1.0000 0.2997
-3.500 -0.5002 0.10899 0.10423 0.0052 1.0000 0.3156
-3.250 -0.4947 0.10737 0.10262 0.0058 0.9994 0.3321
-3.000 -0.4734 0.10500 0.10029 0.0060 0.9928 0.3484
-2.750 -0.4578 0.10281 0.09808 0.0010 0.9849 0.3785
-2.500 -0.4434 0.10087 0.09617 0.0020 0.9782 0.4010
-2.250 -0.4229 0.09924 0.09457 0.0029 0.9691 0.4264
-1.500 -0.1895 0.07868 0.07165 -0.0687 0.9396 0.2087
-1.250 -0.0164 0.06981 0.06116 -0.0913 0.8347 0.1802
-1.000 0.0290 0.06856 0.05949 -0.0947 0.8188 0.1830
-0.750 0.0878 0.06729 0.05764 -0.0995 0.8042 0.1866
-0.500 0.0981 0.06732 0.05741 -0.0983 0.7938 0.1901
-0.250 0.1359 0.06692 0.05690 -0.1001 0.7810 0.1996
0.000 0.1753 0.06670 0.05635 -0.1019 0.7694 0.2124
0.250 0.1890 0.06718 0.05689 -0.1009 0.7582 0.2235
0.500 0.2478 0.06670 0.05631 -0.1043 0.7475 0.2567
0.750 0.2425 0.06789 0.05747 -0.1014 0.7364 0.2686
1.000 0.2908 0.06767 0.05740 -0.1036 0.7263 0.3223
1.250 0.2946 0.06872 0.05861 -0.1019 0.7162 0.3570
1.500 0.3355 0.06588 0.05777 -0.1004 0.7082 1.0000
1.750 0.3283 0.06787 0.05954 -0.0979 0.6981 1.0000
2.000 0.3733 0.06886 0.05998 -0.0998 0.6893 1.0000
2.250 0.3614 0.07133 0.06239 -0.0973 0.6816 1.0000
2.500 0.4033 0.07233 0.06304 -0.0990 0.6731 1.0000
2.750 0.3959 0.07486 0.06551 -0.0970 0.6659 1.0000
3.000 0.4034 0.07712 0.06765 -0.0964 0.6608 1.0000
3.250 0.4527 0.07815 0.06837 -0.0986 0.6531 1.0000
3.500 0.4425 0.08134 0.07154 -0.0971 0.6514 1.0000
3.750 0.4431 0.08425 0.07440 -0.0964 0.6508 1.0000
4.000 0.4541 0.08721 0.07727 -0.0967 0.6521 1.0000
4.250 0.3735 0.09533 0.08578 -0.0950 0.7316 1.0000
4.500 0.4100 0.09935 0.08960 -0.0977 0.7278 1.0000
4.750 0.3917 0.09936 0.08961 -0.0940 0.7209 1.0000
5.000 0.4121 0.10157 0.09171 -0.0945 0.7135 1.0000
5.250 0.4453 0.10529 0.09528 -0.0968 0.7098 1.0000
5.500 0.4400 0.10660 0.09655 -0.0949 0.7062 1.0000
5.750 0.4461 0.10790 0.09780 -0.0939 0.6974 1.0000
6.000 0.4760 0.11114 0.10092 -0.0956 0.6921 1.0000
6.250 0.4840 0.11349 0.10321 -0.0952 0.6883 1.0000
6.500 0.4851 0.11444 0.10413 -0.0937 0.6794 1.0000
6.750 0.5096 0.11738 0.10700 -0.0949 0.6745 1.0000
7.000 0.5405 0.12177 0.11130 -0.0970 0.6716 1.0000
7.250 0.5224 0.12108 0.11063 -0.0937 0.6622 1.0000
7.500 0.5471 0.12401 0.11350 -0.0948 0.6562 1.0000
7.750 0.5803 0.12878 0.11820 -0.0970 0.6533 1.0000
8.000 0.5596 0.12780 0.11725 -0.0938 0.6445 1.0000
8.250 0.5821 0.13062 0.12003 -0.0946 0.6383 1.0000
8.500 0.6191 0.13590 0.12527 -0.0972 0.6351 1.0000
8.750 0.5968 0.13453 0.12392 -0.0940 0.6256 1.0000
9.000 0.6192 0.13749 0.12686 -0.0949 0.6199 1.0000
9.250 0.6521 0.14264 0.13198 -0.0970 0.6167 1.0000
9.500 0.6331 0.14133 0.13070 -0.0944 0.6068 1.0000
9.750 0.6573 0.14460 0.13396 -0.0955 0.6011 1.0000
10.000 0.6759 0.14841 0.13777 -0.0964 0.5978 1.0000
10.250 0.6689 0.14822 0.13760 -0.0951 0.5878 1.0000
10.500 0.6952 0.15193 0.14133 -0.0963 0.5823 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 422 AIRFOIL (goe422-il)