GOE 422 AIRFOIL (goe422-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 422 AIRFOIL (goe422-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.38 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe422-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe422-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.0906 0.12695 0.11976 -0.0763 0.9333 0.1366
-9.500 -0.0967 0.12522 0.11805 -0.0813 0.9275 0.1398
-9.250 -0.1076 0.12373 0.11661 -0.0825 0.9176 0.1403
-9.000 -0.0817 0.11886 0.11174 -0.0839 0.9141 0.1415
-8.750 -0.0635 0.11537 0.10823 -0.0845 0.9088 0.1431
-8.500 -0.0554 0.11271 0.10559 -0.0849 0.9015 0.1445
-8.250 -0.0408 0.10931 0.10217 -0.0878 0.8973 0.1457
-8.000 -0.0576 0.10483 0.09765 -0.0892 0.8865 0.1093
-7.750 -0.0760 0.09937 0.09214 -0.0928 0.8784 0.0906
-7.500 -0.0766 0.09715 0.08996 -0.0919 0.8698 0.0897
-6.750 -0.0741 0.08731 0.08011 -0.0969 0.8485 0.0870
-6.500 -0.0904 0.08499 0.07781 -0.0955 0.8370 0.0859
-6.250 -0.0972 0.07638 0.06890 -0.1043 0.8306 0.0822
-6.000 -0.1052 0.07460 0.06711 -0.1018 0.8199 0.0818
-5.750 -0.0914 0.07071 0.06305 -0.1042 0.8144 0.0813
-5.500 -0.0702 0.06607 0.05815 -0.1081 0.8108 0.0808
-5.250 -0.0791 0.06434 0.05630 -0.1053 0.7991 0.0805
-5.000 -0.0574 0.06019 0.05179 -0.1082 0.7943 0.0805
-4.750 -0.0279 0.05578 0.04680 -0.1120 0.7910 0.0816
-4.500 -0.0292 0.05426 0.04495 -0.1095 0.7798 0.0824
-4.250 -0.0018 0.05277 0.04338 -0.1105 0.7749 0.0841
-4.000 0.0325 0.05043 0.04071 -0.1126 0.7715 0.0860
-3.750 0.0396 0.04962 0.03966 -0.1105 0.7615 0.0868
-3.500 0.0676 0.04782 0.03746 -0.1113 0.7559 0.0883
-3.250 0.1043 0.04577 0.03482 -0.1131 0.7523 0.0911
-3.000 0.1221 0.04534 0.03438 -0.1121 0.7446 0.0936
-2.750 0.1429 0.04481 0.03371 -0.1115 0.7369 0.0969
-2.500 0.1792 0.04345 0.03189 -0.1126 0.7330 0.1013
-2.250 0.2179 0.04215 0.03057 -0.1140 0.7301 0.1063
-2.000 0.2211 0.04274 0.03107 -0.1110 0.7177 0.1100
-1.750 0.2560 0.04172 0.02995 -0.1118 0.7135 0.1173
-1.500 0.2955 0.04054 0.02863 -0.1129 0.7106 0.1281
-1.250 0.2990 0.04131 0.02945 -0.1100 0.6978 0.1340
-1.000 0.3356 0.04036 0.02845 -0.1108 0.6938 0.1491
-0.750 0.3510 0.04068 0.02879 -0.1094 0.6839 0.1619
-0.500 0.3802 0.04020 0.02833 -0.1094 0.6775 0.1830
-0.250 0.4191 0.03914 0.02737 -0.1104 0.6740 0.2158
0.000 0.4275 0.03995 0.02831 -0.1083 0.6620 0.2424
0.250 0.4628 0.03888 0.02762 -0.1091 0.6574 0.3244
0.500 0.4955 0.03689 0.02689 -0.1085 0.6547 0.5977
0.750 0.4939 0.03746 0.02809 -0.1037 0.6412 1.0000
1.000 0.5318 0.03698 0.02719 -0.1044 0.6374 1.0000
1.250 0.5367 0.03840 0.02845 -0.1020 0.6251 1.0000
1.500 0.5706 0.03809 0.02785 -0.1023 0.6204 1.0000
1.750 0.6073 0.03762 0.02710 -0.1029 0.6167 1.0000
2.000 0.6092 0.03926 0.02866 -0.1003 0.6037 1.0000
2.250 0.6467 0.03869 0.02785 -0.1009 0.6003 1.0000
2.500 0.6477 0.04052 0.02962 -0.0984 0.5873 1.0000
2.750 0.6821 0.04009 0.02900 -0.0987 0.5832 1.0000
3.250 0.7163 0.04169 0.03038 -0.0965 0.5663 1.0000
3.500 0.7538 0.04102 0.02955 -0.0970 0.5632 1.0000
4.000 0.7841 0.04295 0.03131 -0.0946 0.5461 1.0000
4.250 0.8207 0.04235 0.03057 -0.0950 0.5429 1.0000
4.500 0.8109 0.04534 0.03359 -0.0922 0.5292 1.0000
4.750 0.8467 0.04475 0.03288 -0.0924 0.5263 1.0000
5.250 0.8665 0.04784 0.03590 -0.0898 0.5092 1.0000
5.500 0.9038 0.04708 0.03503 -0.0900 0.5067 1.0000
6.000 0.9130 0.05134 0.03929 -0.0871 0.4896 1.0000
6.250 0.9489 0.05070 0.03856 -0.0873 0.4876 1.0000
6.750 0.9460 0.05643 0.04434 -0.0842 0.4703 1.0000
7.250 0.9364 0.06344 0.05143 -0.0817 0.4532 1.0000
7.500 0.9655 0.06331 0.05126 -0.0814 0.4513 1.0000
9.000 0.8998 0.09221 0.08050 -0.0783 0.4058 1.0000
9.250 0.9097 0.09446 0.08278 -0.0780 0.4016 1.0000
9.500 0.9280 0.09571 0.08405 -0.0776 0.3991 1.0000
9.750 0.9496 0.09660 0.08495 -0.0773 0.3973 1.0000
10.250 0.9184 0.10775 0.09625 -0.0777 0.3835 1.0000
10.500 0.9369 0.10900 0.09753 -0.0774 0.3810 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 422 AIRFOIL (goe422-il)