GOE 426 AIRFOIL (goe426-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 426 AIRFOIL (goe426-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.89 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe426-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe426-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 426 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 -0.2846 0.12926 0.12228 -0.0393 1.0000 0.2017
-10.250 -0.2495 0.12183 0.11481 -0.0374 1.0000 0.2093
-10.000 -0.2611 0.12151 0.11461 -0.0379 1.0000 0.2171
-9.750 -0.2486 0.11736 0.11053 -0.0370 1.0000 0.2230
-9.500 -0.2507 0.11589 0.10914 -0.0363 1.0000 0.2322
-9.250 -0.2551 0.11380 0.10718 -0.0357 1.0000 0.2374
-9.000 -0.2475 0.11124 0.10469 -0.0342 1.0000 0.2471
-8.750 -0.2857 0.11342 0.10712 -0.0327 1.0000 0.2513
-8.500 -0.2534 0.10761 0.10129 -0.0307 1.0000 0.2609
-8.250 -0.2865 0.10909 0.10300 -0.0275 1.0000 0.2670
-8.000 -0.2785 0.10588 0.09986 -0.0248 1.0000 0.2732
-7.750 -0.2957 0.10585 0.09998 -0.0210 1.0000 0.2804
-7.500 -0.3393 0.10809 0.10244 -0.0166 1.0000 0.2837
-7.250 -0.3260 0.10472 0.09912 -0.0140 1.0000 0.2914
-7.000 -0.3528 0.10541 0.09995 -0.0103 1.0000 0.2982
-6.750 -0.4005 0.10752 0.10227 -0.0062 1.0000 0.3005
-6.500 -0.3769 0.10365 0.09840 -0.0044 1.0000 0.3124
-6.250 -0.3828 0.10209 0.09693 -0.0038 0.9970 0.3223
-6.000 -0.3552 0.09881 0.09362 -0.0078 0.9871 0.3457
-5.750 -0.3595 0.09777 0.09262 -0.0105 0.9744 0.3672
-5.500 -0.3118 0.09310 0.08788 -0.0133 0.9666 0.3984
-5.250 -0.2808 0.08954 0.08430 -0.0159 0.9573 0.4261
-5.000 -0.2858 0.08878 0.08359 -0.0152 0.9449 0.4522
-4.750 -0.2489 0.08511 0.07987 -0.0170 0.9367 0.4844
-4.500 -0.2175 0.08195 0.07668 -0.0187 0.9278 0.5168
-4.250 -0.1938 0.07923 0.07394 -0.0190 0.9185 0.5476
-4.000 -0.1812 0.07770 0.07242 -0.0182 0.9099 0.5882
-3.750 -0.1463 0.07419 0.06888 -0.0198 0.9009 0.6163
-3.500 -0.1778 0.05250 0.04493 -0.0811 0.8860 0.1810
-3.250 -0.1364 0.04944 0.04087 -0.0856 0.8787 0.1682
-3.000 -0.1110 0.04771 0.03890 -0.0865 0.8714 0.1663
-2.750 -0.0808 0.04611 0.03695 -0.0879 0.8638 0.1628
-2.500 -0.0465 0.04477 0.03519 -0.0896 0.8571 0.1596
-2.250 -0.0238 0.04403 0.03411 -0.0894 0.8493 0.1584
-2.000 0.0208 0.04303 0.03276 -0.0921 0.8432 0.1602
-1.750 0.0300 0.04309 0.03266 -0.0901 0.8353 0.1628
-1.500 0.0674 0.04268 0.03194 -0.0915 0.8286 0.1678
-1.250 0.0843 0.04261 0.03184 -0.0904 0.8217 0.1714
-1.000 0.1094 0.04251 0.03172 -0.0902 0.8148 0.1775
-0.750 0.1411 0.04246 0.03158 -0.0909 0.8082 0.1886
-0.500 0.1558 0.04282 0.03193 -0.0898 0.8012 0.2026
-0.250 0.1981 0.04228 0.03174 -0.0922 0.7949 0.2473
0.000 0.2026 0.04121 0.03278 -0.0889 0.7888 0.6310
0.250 0.2287 0.04115 0.03291 -0.0870 0.7818 1.0000
0.500 0.2537 0.04223 0.03357 -0.0874 0.7751 1.0000
0.750 0.2656 0.04344 0.03452 -0.0865 0.7679 1.0000
1.000 0.3083 0.04435 0.03507 -0.0889 0.7613 1.0000
1.250 0.3035 0.04592 0.03653 -0.0863 0.7549 1.0000
1.500 0.3291 0.04708 0.03746 -0.0869 0.7480 1.0000
1.750 0.3467 0.04849 0.03869 -0.0867 0.7418 1.0000
2.000 0.3547 0.05003 0.04011 -0.0857 0.7357 1.0000
2.250 0.3968 0.05109 0.04097 -0.0878 0.7285 1.0000
2.500 0.3909 0.05305 0.04285 -0.0857 0.7242 1.0000
2.750 0.3993 0.05476 0.04448 -0.0849 0.7191 1.0000
3.000 0.4415 0.05598 0.04554 -0.0869 0.7114 1.0000
3.250 0.4367 0.05815 0.04766 -0.0852 0.7090 1.0000
3.500 0.4395 0.06024 0.04970 -0.0843 0.7070 1.0000
3.750 0.4457 0.06238 0.05180 -0.0839 0.7063 1.0000
4.000 0.4555 0.06476 0.05413 -0.0840 0.7085 1.0000
4.250 0.4736 0.06729 0.05661 -0.0850 0.7111 1.0000
4.500 0.3685 0.07170 0.06127 -0.0795 0.8213 1.0000
4.750 0.3986 0.07437 0.06385 -0.0815 0.8117 1.0000
5.000 0.4063 0.07558 0.06501 -0.0805 0.8002 1.0000
5.250 0.4332 0.07845 0.06782 -0.0822 0.7928 1.0000
5.500 0.4476 0.07996 0.06931 -0.0820 0.7808 1.0000
5.750 0.4579 0.08176 0.07108 -0.0816 0.7716 1.0000
6.000 0.4893 0.08478 0.07406 -0.0836 0.7624 1.0000
6.250 0.4921 0.08591 0.07519 -0.0822 0.7512 1.0000
6.500 0.5277 0.08974 0.07900 -0.0849 0.7451 1.0000
6.750 0.5251 0.09035 0.07962 -0.0829 0.7332 1.0000
7.000 0.5486 0.09348 0.08275 -0.0842 0.7268 1.0000
7.250 0.5591 0.09502 0.08431 -0.0837 0.7149 1.0000
7.500 0.5712 0.09748 0.08678 -0.0838 0.7083 1.0000
7.750 0.5898 0.09976 0.08910 -0.0843 0.6976 1.0000
8.000 0.5955 0.10173 0.09109 -0.0838 0.6886 1.0000
8.250 0.6211 0.10477 0.09418 -0.0850 0.6801 1.0000
8.500 0.6220 0.10644 0.09588 -0.0841 0.6707 1.0000
8.750 0.6521 0.11004 0.09954 -0.0858 0.6627 1.0000
9.000 0.6493 0.11130 0.10084 -0.0846 0.6518 1.0000
9.250 0.6839 0.11572 0.10535 -0.0867 0.6455 1.0000
9.500 0.6774 0.11647 0.10615 -0.0853 0.6334 1.0000
9.750 0.6903 0.11940 0.10914 -0.0857 0.6256 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 426 AIRFOIL (goe426-il)