GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.22 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe425-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe425-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 425 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2724 0.12868 0.12222 -0.0371 1.0000 0.2431
-10.250 -0.2319 0.12162 0.11518 -0.0359 1.0000 0.2517
-10.000 -0.2573 0.12272 0.11648 -0.0368 1.0000 0.2601
-9.750 -0.2381 0.11826 0.11213 -0.0351 1.0000 0.2654
-9.500 -0.2624 0.11976 0.11385 -0.0294 1.0000 0.2685
-9.250 -0.2935 0.12190 0.11617 -0.0237 1.0000 0.2711
-9.000 -0.3276 0.12389 0.11832 -0.0198 1.0000 0.2757
-8.750 -0.3185 0.12082 0.11528 -0.0209 0.9962 0.2826
-8.500 -0.3161 0.11856 0.11305 -0.0264 0.9868 0.2965
-8.250 -0.2953 0.11521 0.10966 -0.0308 0.9781 0.3126
-8.000 -0.2623 0.11053 0.10493 -0.0350 0.9704 0.3295
-7.750 -0.2415 0.10711 0.10150 -0.0381 0.9611 0.3470
-7.500 -0.2306 0.10462 0.09900 -0.0419 0.9527 0.3655
-7.250 -0.2111 0.10138 0.09576 -0.0441 0.9431 0.3832
-7.000 -0.1742 0.09664 0.09096 -0.0483 0.9369 0.4014
-6.750 -0.1697 0.09501 0.08936 -0.0492 0.9263 0.4180
-6.500 -0.1479 0.09189 0.08619 -0.0518 0.9190 0.4353
-6.250 -0.1021 0.08649 0.08072 -0.0555 0.9119 0.4431
-6.000 -0.0833 0.08342 0.07763 -0.0585 0.9053 0.4581
-5.750 -0.1108 0.08418 0.07848 -0.0539 0.8928 0.4721
-5.500 -0.3006 0.06547 0.05886 -0.0796 0.8763 0.1908
-5.250 -0.2778 0.05987 0.05273 -0.0837 0.8712 0.1724
-5.000 -0.2695 0.05720 0.04977 -0.0834 0.8655 0.1658
-4.750 -0.2578 0.05439 0.04614 -0.0837 0.8595 0.1575
-4.500 -0.2268 0.05191 0.04330 -0.0857 0.8541 0.1551
-4.250 -0.2055 0.05041 0.04142 -0.0860 0.8491 0.1548
-4.000 -0.1944 0.04958 0.04030 -0.0847 0.8441 0.1551
-3.750 -0.1691 0.04844 0.03879 -0.0852 0.8391 0.1556
-3.500 -0.1267 0.04705 0.03694 -0.0878 0.8343 0.1563
-3.250 -0.1185 0.04694 0.03662 -0.0858 0.8297 0.1570
-3.000 -0.1008 0.04676 0.03617 -0.0850 0.8255 0.1585
-2.750 -0.0750 0.04623 0.03564 -0.0853 0.8212 0.1626
-2.500 -0.0335 0.04577 0.03507 -0.0874 0.8164 0.1722
-2.250 -0.0257 0.04612 0.03538 -0.0854 0.8128 0.1774
-2.000 -0.0131 0.04639 0.03571 -0.0841 0.8097 0.1851
-1.750 0.0057 0.04660 0.03591 -0.0835 0.8063 0.1966
-1.500 0.0344 0.04653 0.03598 -0.0843 0.8021 0.2266
-1.250 0.0624 0.04461 0.03651 -0.0823 0.7980 0.6505
-1.000 0.0578 0.04518 0.03747 -0.0764 0.7966 0.7524
-0.750 0.0677 0.04582 0.03852 -0.0727 0.7947 0.9110
-0.500 0.0870 0.04703 0.03941 -0.0744 0.7931 1.0000
-0.250 0.1008 0.04834 0.04040 -0.0748 0.7929 1.0000
0.000 0.1151 0.04978 0.04155 -0.0751 0.7937 1.0000
0.250 0.1309 0.05132 0.04282 -0.0756 0.7953 1.0000
0.500 0.1521 0.05310 0.04434 -0.0769 0.7989 1.0000
2.000 0.1241 0.06166 0.05228 -0.0660 0.9081 1.0000
2.250 0.1436 0.06317 0.05363 -0.0665 0.8958 1.0000
2.500 0.1849 0.06654 0.05678 -0.0706 0.8873 1.0000
2.750 0.1986 0.06732 0.05742 -0.0699 0.8723 1.0000
3.000 0.2138 0.06867 0.05865 -0.0696 0.8598 1.0000
3.250 0.2519 0.07193 0.06174 -0.0730 0.8523 1.0000
3.500 0.2596 0.07255 0.06227 -0.0715 0.8384 1.0000
3.750 0.2774 0.07440 0.06402 -0.0716 0.8287 1.0000
4.000 0.3073 0.07683 0.06635 -0.0735 0.8181 1.0000
4.250 0.3143 0.07789 0.06734 -0.0721 0.8070 1.0000
4.500 0.3478 0.08092 0.07026 -0.0746 0.7997 1.0000
4.750 0.3509 0.08167 0.07097 -0.0726 0.7879 1.0000
5.000 0.3875 0.08515 0.07437 -0.0756 0.7813 1.0000
5.250 0.3863 0.08554 0.07473 -0.0731 0.7692 1.0000
5.500 0.4203 0.08898 0.07811 -0.0756 0.7636 1.0000
5.750 0.4172 0.08942 0.07853 -0.0731 0.7527 1.0000
6.000 0.4496 0.09269 0.08176 -0.0753 0.7462 1.0000
6.250 0.4480 0.09342 0.08248 -0.0731 0.7358 1.0000
6.500 0.4766 0.09641 0.08544 -0.0748 0.7290 1.0000
6.750 0.4785 0.09773 0.08676 -0.0733 0.7213 1.0000
7.000 0.5000 0.10010 0.08913 -0.0740 0.7126 1.0000
7.250 0.5149 0.10269 0.09172 -0.0743 0.7069 1.0000
7.500 0.5241 0.10407 0.09311 -0.0735 0.6963 1.0000
7.750 0.5607 0.10861 0.09767 -0.0763 0.6917 1.0000
8.000 0.5482 0.10827 0.09736 -0.0732 0.6801 1.0000
8.250 0.5841 0.11265 0.10176 -0.0757 0.6744 1.0000
8.500 0.5737 0.11270 0.10185 -0.0731 0.6629 1.0000
8.750 0.6152 0.11778 0.10697 -0.0761 0.6563 1.0000
9.000 0.6034 0.11745 0.10668 -0.0734 0.6433 1.0000
9.250 0.6149 0.12005 0.10932 -0.0734 0.6347 1.0000
9.500 0.6384 0.12297 0.11231 -0.0743 0.6233 1.0000
9.750 0.6359 0.12435 0.11373 -0.0731 0.6120 1.0000
10.000 0.6717 0.12927 0.11874 -0.0752 0.6040 1.0000
10.250 0.6678 0.12993 0.11947 -0.0739 0.5903 1.0000
10.500 0.6694 0.13197 0.12157 -0.0734 0.5784 1.0000
10.750 0.6939 0.13614 0.12581 -0.0745 0.5692 1.0000
11.000 0.7040 0.13834 0.12811 -0.0745 0.5555 1.0000
11.250 0.7012 0.14018 0.13000 -0.0740 0.5429 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)