GOE 424 AIRFOIL (goe424-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 424 AIRFOIL (goe424-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.63 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe424-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe424-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 424 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2571 0.13914 0.13332 -0.0283 1.0000 0.2982
-10.750 -0.2860 0.14099 0.13538 -0.0238 1.0000 0.3037
-10.500 -0.3372 0.14503 0.13968 -0.0191 1.0000 0.3066
-10.250 -0.2866 0.13839 0.13295 -0.0243 0.9931 0.3184
-10.000 -0.2619 0.13366 0.12818 -0.0301 0.9841 0.3303
-9.500 -0.2169 0.12536 0.11980 -0.0407 0.9669 0.3553
-9.250 -0.1917 0.12083 0.11522 -0.0452 0.9568 0.3657
-9.000 -0.1857 0.11787 0.11227 -0.0485 0.9464 0.3792
-8.750 -0.1838 0.11571 0.11010 -0.0523 0.9385 0.3947
-8.500 -0.1478 0.11007 0.10440 -0.0559 0.9276 0.3977
-8.250 -0.3650 0.08873 0.08322 -0.0732 0.9106 0.1965
-8.000 -0.4459 0.08150 0.07575 -0.0726 0.8977 0.1827
-7.750 -0.4721 0.07481 0.06870 -0.0732 0.8899 0.1720
-7.500 -0.4954 0.07177 0.06532 -0.0698 0.8807 0.1667
-7.250 -0.4886 0.06775 0.06101 -0.0699 0.8744 0.1622
-7.000 -0.4967 0.06449 0.05727 -0.0677 0.8677 0.1585
-6.750 -0.4990 0.06158 0.05376 -0.0655 0.8610 0.1558
-6.500 -0.4768 0.05864 0.05019 -0.0663 0.8559 0.1551
-6.250 -0.4756 0.05745 0.04863 -0.0634 0.8499 0.1545
-6.000 -0.4627 0.05611 0.04689 -0.0621 0.8451 0.1539
-5.750 -0.4357 0.05433 0.04477 -0.0627 0.8406 0.1542
-5.500 -0.4112 0.05307 0.04339 -0.0630 0.8362 0.1567
-5.250 -0.4034 0.05267 0.04290 -0.0609 0.8314 0.1586
-5.000 -0.3835 0.05205 0.04209 -0.0603 0.8271 0.1610
-4.750 -0.3555 0.05138 0.04120 -0.0608 0.8235 0.1633
-4.500 -0.3225 0.05091 0.04046 -0.0618 0.8202 0.1674
-4.250 -0.3176 0.05110 0.04059 -0.0593 0.8175 0.1704
-4.000 -0.3069 0.05119 0.04076 -0.0576 0.8147 0.1748
-3.750 -0.2920 0.05136 0.04090 -0.0563 0.8124 0.1799
-3.500 -0.2772 0.05170 0.04109 -0.0551 0.8115 0.1851
-3.250 -0.4692 0.05375 0.04340 -0.0293 0.9679 0.1662
-3.000 -0.4716 0.05270 0.04224 -0.0252 0.9749 0.1685
-2.750 -0.4514 0.05269 0.04234 -0.0250 0.9743 0.1737
-2.500 -0.4251 0.05318 0.04279 -0.0256 0.9715 0.1804
-2.250 -0.3939 0.05414 0.04373 -0.0271 0.9686 0.1884
-2.000 -0.3743 0.05442 0.04398 -0.0269 0.9669 0.1996
-1.750 -0.3556 0.05438 0.04403 -0.0266 0.9630 0.2156
-1.500 -0.3284 0.05455 0.04456 -0.0280 0.9586 0.2540
-1.250 -0.3066 0.05403 0.04629 -0.0271 0.9563 0.5891
-1.000 -0.2911 0.05564 0.04852 -0.0226 0.9533 0.7499
-0.750 -0.2911 0.05550 0.04866 -0.0162 0.9471 0.8381
-0.500 -0.2350 0.05872 0.05182 -0.0205 0.9408 0.9590
-0.250 -0.1747 0.06174 0.05445 -0.0297 0.9361 1.0000
0.000 -0.1665 0.06156 0.05398 -0.0291 0.9248 1.0000
0.250 -0.1534 0.06234 0.05446 -0.0291 0.9186 1.0000
0.500 -0.1333 0.06327 0.05510 -0.0300 0.9087 1.0000
0.750 -0.1132 0.06479 0.05634 -0.0309 0.9027 1.0000
1.000 -0.0918 0.06589 0.05719 -0.0318 0.8919 1.0000
1.250 -0.0736 0.06733 0.05841 -0.0323 0.8853 1.0000
1.500 -0.0506 0.06875 0.05961 -0.0334 0.8751 1.0000
1.750 -0.0344 0.07007 0.06074 -0.0334 0.8674 1.0000
2.000 -0.0072 0.07199 0.06246 -0.0352 0.8575 1.0000
2.250 0.0043 0.07298 0.06331 -0.0345 0.8486 1.0000
2.500 0.0346 0.07536 0.06550 -0.0367 0.8399 1.0000
2.750 0.0433 0.07612 0.06615 -0.0355 0.8295 1.0000
3.000 0.0781 0.07913 0.06898 -0.0384 0.8217 1.0000
3.250 0.0821 0.07948 0.06925 -0.0366 0.8104 1.0000
3.500 0.1207 0.08313 0.07273 -0.0400 0.8036 1.0000
3.750 0.1217 0.08308 0.07262 -0.0377 0.7908 1.0000
4.000 0.1545 0.08657 0.07597 -0.0404 0.7848 1.0000
4.250 0.1613 0.08694 0.07628 -0.0389 0.7715 1.0000
4.500 0.1729 0.08851 0.07779 -0.0385 0.7620 1.0000
4.750 0.2028 0.09122 0.08040 -0.0404 0.7521 1.0000
5.000 0.2064 0.09207 0.08121 -0.0389 0.7405 1.0000
5.250 0.2458 0.09605 0.08509 -0.0421 0.7332 1.0000
5.500 0.2437 0.09614 0.08516 -0.0398 0.7197 1.0000
5.750 0.2597 0.09846 0.08742 -0.0401 0.7116 1.0000
6.000 0.2828 0.10068 0.08960 -0.0410 0.6999 1.0000
6.250 0.2861 0.10189 0.09078 -0.0398 0.6885 1.0000
6.500 0.3228 0.10574 0.09457 -0.0425 0.6808 1.0000
6.750 0.3186 0.10611 0.09494 -0.0404 0.6679 1.0000
7.000 0.3491 0.10999 0.09877 -0.0424 0.6616 1.0000
7.250 0.3507 0.11060 0.09938 -0.0410 0.6485 1.0000
7.500 0.3610 0.11292 0.10170 -0.0409 0.6408 1.0000
7.750 0.3808 0.11519 0.10394 -0.0415 0.6297 1.0000
8.000 0.3839 0.11696 0.10571 -0.0408 0.6208 1.0000
8.250 0.4065 0.11965 0.10840 -0.0418 0.6117 1.0000
8.500 0.4116 0.12182 0.11057 -0.0414 0.6048 1.0000
8.750 0.4276 0.12394 0.11269 -0.0418 0.5945 1.0000
9.000 0.4450 0.12729 0.11604 -0.0426 0.5891 1.0000
9.250 0.4471 0.12824 0.11702 -0.0418 0.5778 1.0000
9.500 0.4825 0.13308 0.12186 -0.0441 0.5732 1.0000
9.750 0.4649 0.13277 0.12157 -0.0421 0.5638 1.0000
10.000 0.4915 0.13621 0.12502 -0.0434 0.5568 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 424 AIRFOIL (goe424-il)