GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.73 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe423-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe423-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 423 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3370 0.13563 0.12931 -0.0246 1.0000 0.2534
-9.500 -0.3614 0.13660 0.13043 -0.0215 1.0000 0.2579
-9.250 -0.4049 0.13856 0.13255 -0.0236 0.9957 0.2622
-9.000 -0.3356 0.13033 0.12416 -0.0272 0.9893 0.2720
-8.750 -0.3522 0.12923 0.12311 -0.0329 0.9803 0.2820
-8.500 -0.3018 0.12361 0.11739 -0.0359 0.9725 0.2954
-8.250 -0.2874 0.12013 0.11388 -0.0395 0.9644 0.3059
-8.000 -0.3104 0.12023 0.11404 -0.0425 0.9547 0.3195
-7.750 -0.2544 0.11415 0.10786 -0.0445 0.9472 0.3313
-7.500 -0.2435 0.11117 0.10487 -0.0473 0.9399 0.3447
-7.250 -0.2765 0.11192 0.10571 -0.0455 0.9285 0.3581
-7.000 -0.2453 0.10809 0.10182 -0.0481 0.9231 0.3768
-6.750 -0.2201 0.10501 0.09871 -0.0477 0.9155 0.3924
-6.500 -0.2099 0.10289 0.09659 -0.0476 0.9089 0.4113
-6.250 -0.2055 0.10121 0.09492 -0.0470 0.9031 0.4323
-6.000 -0.1997 0.09947 0.09320 -0.0446 0.8954 0.4465
-5.750 -0.2045 0.09844 0.09220 -0.0428 0.8899 0.4716
-5.500 -0.2068 0.09738 0.09116 -0.0395 0.8840 0.4908
-5.250 -0.2175 0.09681 0.09065 -0.0349 0.8784 0.5106
-5.000 -0.1728 0.09343 0.08721 -0.0369 0.8747 0.5423
-4.750 -0.1416 0.09104 0.08478 -0.0376 0.8715 0.5832
-4.500 -0.1867 0.09277 0.08664 -0.0273 0.8673 0.6096
-4.250 -0.3493 0.07050 0.06266 -0.0647 0.8713 0.2252
-4.000 -0.3363 0.06855 0.06061 -0.0643 0.8696 0.2210
-3.750 -0.3238 0.06652 0.05836 -0.0643 0.8694 0.2169
-3.500 -0.3037 0.06364 0.05475 -0.0662 0.8699 0.2082
-3.250 -0.2840 0.06230 0.05295 -0.0667 0.8704 0.2048
-3.000 -0.2936 0.06171 0.05228 -0.0627 0.8771 0.2041
-2.750 -0.2814 0.06084 0.05115 -0.0619 0.8812 0.2034
-2.500 -0.4576 0.06051 0.05169 -0.0300 1.0000 0.2052
-2.250 -0.4376 0.05886 0.04979 -0.0304 1.0000 0.2038
-2.000 -0.4166 0.05743 0.04808 -0.0309 1.0000 0.2023
-1.750 -0.3931 0.05635 0.04666 -0.0317 0.9995 0.2019
-1.500 -0.3633 0.05588 0.04576 -0.0334 0.9970 0.2040
-1.250 -0.3309 0.05580 0.04525 -0.0355 0.9943 0.2065
-1.000 -0.3032 0.05557 0.04491 -0.0369 0.9921 0.2095
-0.750 -0.2754 0.05557 0.04479 -0.0382 0.9878 0.2131
-0.500 -0.2424 0.05621 0.04519 -0.0404 0.9837 0.2201
-0.250 -0.2087 0.05715 0.04596 -0.0426 0.9814 0.2283
0.000 -0.1894 0.05699 0.04576 -0.0424 0.9769 0.2358
0.250 -0.1587 0.05770 0.04638 -0.0440 0.9719 0.2472
0.500 -0.1231 0.05914 0.04781 -0.0464 0.9688 0.2670
0.750 -0.1029 0.05924 0.04796 -0.0462 0.9642 0.2884
1.000 -0.0731 0.05976 0.04872 -0.0477 0.9593 0.3373
1.250 -0.0406 0.05820 0.04981 -0.0477 0.9562 1.0000
1.500 -0.0177 0.05968 0.05074 -0.0482 0.9510 1.0000
1.750 0.0066 0.06104 0.05176 -0.0492 0.9422 1.0000
2.000 0.0424 0.06413 0.05451 -0.0522 0.9381 1.0000
2.250 0.0504 0.06396 0.05420 -0.0505 0.9278 1.0000
2.500 0.0857 0.06693 0.05692 -0.0535 0.9224 1.0000
2.750 0.0935 0.06706 0.05694 -0.0517 0.9127 1.0000
3.000 0.1275 0.06986 0.05955 -0.0545 0.9062 1.0000
3.250 0.1359 0.07030 0.05990 -0.0530 0.8965 1.0000
3.500 0.1690 0.07306 0.06251 -0.0556 0.8894 1.0000
3.750 0.1770 0.07364 0.06301 -0.0541 0.8796 1.0000
4.000 0.2107 0.07655 0.06580 -0.0568 0.8721 1.0000
4.250 0.2169 0.07707 0.06628 -0.0551 0.8618 1.0000
4.500 0.2519 0.08027 0.06937 -0.0580 0.8543 1.0000
4.750 0.2559 0.08064 0.06972 -0.0560 0.8429 1.0000
5.000 0.2934 0.08434 0.07333 -0.0593 0.8362 1.0000
5.250 0.2944 0.08441 0.07338 -0.0569 0.8237 1.0000
5.500 0.3357 0.08887 0.07776 -0.0608 0.8177 1.0000
5.750 0.3330 0.08843 0.07733 -0.0579 0.8041 1.0000
6.000 0.3482 0.09052 0.07940 -0.0579 0.7957 1.0000
6.250 0.3726 0.09280 0.08167 -0.0591 0.7844 1.0000
6.500 0.3782 0.09404 0.08291 -0.0578 0.7734 1.0000
6.750 0.4134 0.09766 0.08651 -0.0605 0.7650 1.0000
7.000 0.4126 0.09818 0.08705 -0.0584 0.7522 1.0000
7.250 0.4499 0.10259 0.09144 -0.0615 0.7459 1.0000
7.500 0.4493 0.10275 0.09163 -0.0593 0.7319 1.0000
7.750 0.4563 0.10450 0.09340 -0.0585 0.7219 1.0000
8.000 0.4855 0.10765 0.09657 -0.0603 0.7126 1.0000
8.250 0.4853 0.10869 0.09764 -0.0587 0.7008 1.0000
8.500 0.5226 0.11299 0.10197 -0.0615 0.6938 1.0000
8.750 0.5142 0.11316 0.10217 -0.0589 0.6815 1.0000
9.000 0.5531 0.11800 0.10705 -0.0619 0.6758 1.0000
9.250 0.5417 0.11772 0.10682 -0.0592 0.6628 1.0000
9.500 0.5765 0.12245 0.11159 -0.0617 0.6575 1.0000
9.750 0.5649 0.12224 0.11142 -0.0592 0.6454 1.0000
10.000 0.6008 0.12700 0.11625 -0.0617 0.6400 1.0000
10.250 0.5864 0.12680 0.11609 -0.0592 0.6286 1.0000
10.500 0.6181 0.13097 0.12033 -0.0611 0.6223 1.0000
10.750 0.6078 0.13167 0.12107 -0.0595 0.6140 1.0000
11.000 0.6293 0.13464 0.12413 -0.0604 0.6056 1.0000
11.250 0.6406 0.13775 0.12731 -0.0608 0.6005 1.0000
11.500 0.6434 0.13892 0.12854 -0.0602 0.5897 1.0000
11.750 0.6797 0.14435 0.13409 -0.0625 0.5843 1.0000
12.000 0.6615 0.14370 0.13346 -0.0606 0.5741 1.0000
12.250 0.6919 0.14805 0.13794 -0.0622 0.5667 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)