GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.38 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe423-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe423-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2739 0.11364 0.10633 -0.0683 0.9718 0.1103
-10.000 -0.2570 0.10934 0.10199 -0.0719 0.9643 0.1098
-9.750 -0.2411 0.10490 0.09751 -0.0760 0.9569 0.1091
-9.500 -0.2283 0.10067 0.09326 -0.0794 0.9476 0.1080
-9.250 -0.2145 0.09580 0.08835 -0.0843 0.9403 0.1064
-9.000 -0.2109 0.09109 0.08363 -0.0882 0.9281 0.1049
-8.750 -0.2116 0.08601 0.07854 -0.0927 0.9154 0.1042
-8.500 -0.2196 0.08053 0.07303 -0.0974 0.9009 0.1039
-8.250 -0.2316 0.07502 0.06743 -0.1010 0.8856 0.1035
-8.000 -0.2387 0.06960 0.06183 -0.1041 0.8732 0.1033
-7.750 -0.2486 0.06520 0.05723 -0.1046 0.8582 0.1030
-7.500 -0.2550 0.06114 0.05290 -0.1044 0.8443 0.1027
-7.250 -0.2521 0.05721 0.04863 -0.1047 0.8341 0.1026
-7.000 -0.2458 0.05408 0.04518 -0.1042 0.8231 0.1030
-6.750 -0.2370 0.05162 0.04243 -0.1033 0.8122 0.1041
-6.500 -0.2220 0.04902 0.03945 -0.1031 0.8040 0.1057
-6.250 -0.2111 0.04690 0.03696 -0.1019 0.7939 0.1071
-6.000 -0.1934 0.04460 0.03422 -0.1014 0.7864 0.1084
-5.750 -0.1753 0.04264 0.03183 -0.1008 0.7789 0.1093
-5.500 -0.1583 0.04102 0.02978 -0.0996 0.7705 0.1105
-5.250 -0.1295 0.03968 0.02834 -0.1002 0.7657 0.1126
-5.000 -0.1135 0.03903 0.02759 -0.0988 0.7567 0.1148
-4.750 -0.0883 0.03794 0.02627 -0.0987 0.7508 0.1177
-4.500 -0.0575 0.03660 0.02458 -0.0992 0.7469 0.1205
-4.250 -0.0427 0.03610 0.02385 -0.0974 0.7383 0.1224
-4.000 -0.0161 0.03526 0.02287 -0.0974 0.7333 0.1253
-3.750 0.0146 0.03449 0.02203 -0.0980 0.7299 0.1297
-3.500 0.0322 0.03431 0.02173 -0.0966 0.7232 0.1340
-3.250 0.0565 0.03387 0.02111 -0.0961 0.7179 0.1385
-3.000 0.0865 0.03321 0.02046 -0.0965 0.7142 0.1436
-2.750 0.1205 0.03257 0.01963 -0.0973 0.7114 0.1525
-2.500 0.1316 0.03285 0.02000 -0.0952 0.7041 0.1587
-2.250 0.1573 0.03262 0.01966 -0.0950 0.6998 0.1698
-2.000 0.1852 0.03218 0.01928 -0.0952 0.6967 0.1845
-1.750 0.2145 0.03168 0.01887 -0.0955 0.6943 0.2073
-1.500 0.2218 0.03224 0.01958 -0.0930 0.6883 0.2282
-1.250 0.2387 0.03228 0.01983 -0.0918 0.6836 0.2677
-1.000 0.2612 0.03175 0.01974 -0.0912 0.6803 0.3490
-0.750 0.2798 0.03064 0.01987 -0.0890 0.6779 0.6041
-0.500 0.4256 0.03006 0.01977 -0.1083 0.6777 0.9962
-0.250 0.4372 0.03081 0.02034 -0.1065 0.6736 1.0000
0.000 0.4265 0.03222 0.02168 -0.1013 0.6677 1.0000
0.250 0.4366 0.03293 0.02222 -0.0989 0.6638 1.0000
0.500 0.4566 0.03332 0.02241 -0.0979 0.6610 1.0000
0.750 0.4824 0.03354 0.02243 -0.0976 0.6587 1.0000
1.000 0.4464 0.03623 0.02514 -0.0894 0.6502 1.0000
1.250 0.4515 0.03740 0.02621 -0.0866 0.6462 1.0000
1.500 0.4715 0.03802 0.02668 -0.0857 0.6434 1.0000
1.750 0.4978 0.03839 0.02691 -0.0856 0.6412 1.0000
2.250 0.4658 0.04352 0.03199 -0.0766 0.6275 1.0000
2.500 0.4875 0.04422 0.03259 -0.0761 0.6247 1.0000
2.750 0.5148 0.04461 0.03287 -0.0761 0.6225 1.0000
3.250 0.5011 0.04969 0.03791 -0.0706 0.6094 1.0000
3.500 0.5221 0.05054 0.03869 -0.0702 0.6061 1.0000
3.750 0.5486 0.05107 0.03915 -0.0702 0.6036 1.0000
4.250 0.5469 0.05549 0.04355 -0.0662 0.5904 1.0000
4.500 0.5690 0.05632 0.04434 -0.0659 0.5868 1.0000
4.750 0.5979 0.05672 0.04470 -0.0659 0.5840 1.0000
5.000 0.5867 0.05959 0.04759 -0.0634 0.5752 1.0000
5.250 0.6010 0.06086 0.04885 -0.0626 0.5696 1.0000
5.500 0.6276 0.06140 0.04936 -0.0625 0.5661 1.0000
5.750 0.6590 0.06165 0.04961 -0.0627 0.5636 1.0000
6.000 0.6386 0.06510 0.05311 -0.0598 0.5518 1.0000
6.250 0.6629 0.06577 0.05378 -0.0596 0.5477 1.0000
6.500 0.6946 0.06596 0.05397 -0.0597 0.5449 1.0000
6.750 0.6779 0.06926 0.05732 -0.0573 0.5330 1.0000
7.000 0.7030 0.06984 0.05792 -0.0571 0.5288 1.0000
7.250 0.7353 0.06992 0.05802 -0.0571 0.5261 1.0000
7.500 0.7184 0.07333 0.06149 -0.0550 0.5134 1.0000
7.750 0.7462 0.07368 0.06188 -0.0548 0.5097 1.0000
8.000 0.7392 0.07650 0.06476 -0.0533 0.4988 1.0000
8.250 0.7611 0.07724 0.06554 -0.0529 0.4937 1.0000
8.500 0.7916 0.07733 0.06570 -0.0527 0.4908 1.0000
8.750 0.7779 0.08075 0.06919 -0.0512 0.4782 1.0000
9.000 0.8058 0.08100 0.06950 -0.0509 0.4747 1.0000
9.250 0.7955 0.08431 0.07288 -0.0497 0.4630 1.0000
9.500 0.8205 0.08476 0.07339 -0.0494 0.4589 1.0000
9.750 0.8131 0.08801 0.07672 -0.0484 0.4483 1.0000
10.000 0.8343 0.08878 0.07758 -0.0480 0.4436 1.0000
10.500 0.8484 0.09285 0.08181 -0.0469 0.4285 1.0000
11.000 0.8603 0.09739 0.08653 -0.0460 0.4141 1.0000
11.250 0.8853 0.09771 0.08697 -0.0456 0.4106 1.0000
11.500 0.8731 0.10190 0.09124 -0.0453 0.3999 1.0000
11.750 0.8941 0.10269 0.09214 -0.0450 0.3961 1.0000
12.000 0.8862 0.10656 0.09611 -0.0448 0.3866 1.0000
12.250 0.9089 0.10673 0.09640 -0.0442 0.3812 1.0000
12.500 0.9061 0.10983 0.09959 -0.0440 0.3713 1.0000
12.750 0.9507 0.10579 0.09569 -0.0421 0.3639 1.0000
13.000 0.9502 0.10793 0.09793 -0.0415 0.3508 1.0000
13.250 0.9594 0.10852 0.09861 -0.0405 0.3377 1.0000
13.500 0.9746 0.10830 0.09850 -0.0394 0.3256 1.0000
13.750 1.0150 0.10396 0.09431 -0.0373 0.3166 1.0000
14.000 1.0158 0.10621 0.09667 -0.0369 0.3027 1.0000
14.250 1.0213 0.10776 0.09834 -0.0365 0.2889 1.0000
14.500 1.0305 0.10873 0.09943 -0.0360 0.2742 1.0000
14.750 1.0389 0.10999 0.10082 -0.0356 0.2584 1.0000
15.000 1.0456 0.11173 0.10268 -0.0354 0.2416 1.0000
15.250 1.0566 0.11269 0.10372 -0.0350 0.2202 1.0000
15.500 1.0601 0.11504 0.10610 -0.0351 0.1917 1.0000
15.750 1.0751 0.11500 0.10568 -0.0341 0.1503 1.0000
16.000 1.0782 0.11706 0.10726 -0.0338 0.1270 1.0000
16.250 1.0778 0.12009 0.11005 -0.0340 0.1150 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)