GOE 427 AIRFOIL (goe427-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 427 AIRFOIL (goe427-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 45.83 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe427-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe427-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 427 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3483 0.10326 0.09657 -0.0224 1.0000 0.1076
-7.500 -0.3531 0.10237 0.09580 -0.0227 1.0000 0.1099
-7.250 -0.3567 0.10244 0.09598 -0.0257 1.0000 0.1112
-7.000 -0.3496 0.09697 0.09058 -0.0229 1.0000 0.1139
-6.750 -0.3447 0.09378 0.08744 -0.0216 1.0000 0.1181
-6.500 -0.3425 0.09192 0.08565 -0.0225 1.0000 0.1224
-6.250 -0.3372 0.09274 0.08650 -0.0299 1.0000 0.1252
-6.000 -0.3346 0.08653 0.08039 -0.0233 1.0000 0.1290
-5.750 -0.3289 0.08401 0.07792 -0.0236 1.0000 0.1354
-5.500 -0.3184 0.08239 0.07631 -0.0283 1.0000 0.1400
-5.250 -0.3152 0.07845 0.07244 -0.0245 1.0000 0.1455
-5.000 -0.3004 0.07650 0.07048 -0.0294 1.0000 0.1542
-4.750 -0.2950 0.07314 0.06717 -0.0269 1.0000 0.1636
-4.500 -0.2849 0.07013 0.06414 -0.0274 1.0000 0.1730
-4.250 -0.2717 0.06731 0.06132 -0.0288 1.0000 0.1856
-4.000 -0.2575 0.06450 0.05850 -0.0299 1.0000 0.1993
-3.750 -0.2428 0.06162 0.05561 -0.0307 1.0000 0.2143
-3.500 -0.2194 0.05931 0.05319 -0.0345 1.0000 0.2375
-3.250 -0.2089 0.05598 0.04990 -0.0331 1.0000 0.2544
-3.000 -0.1923 0.05317 0.04708 -0.0336 1.0000 0.2819
-2.750 -0.1784 0.05033 0.04425 -0.0328 1.0000 0.3135
-2.000 -0.1622 0.04168 0.03584 -0.0219 1.0000 0.5017
-1.750 -0.1554 0.03858 0.03286 -0.0177 1.0000 0.5502
-1.500 -0.1388 0.03582 0.03012 -0.0162 1.0000 0.5938
-1.250 -0.1090 0.03326 0.02749 -0.0184 1.0000 0.6221
-1.000 0.0728 0.03420 0.02611 -0.0585 1.0000 0.2550
-0.750 0.1203 0.03216 0.02306 -0.0617 1.0000 0.1824
-0.500 0.1485 0.03067 0.02123 -0.0621 1.0000 0.1725
-0.250 0.1738 0.02980 0.02002 -0.0622 1.0000 0.1774
0.000 0.1987 0.02895 0.01885 -0.0622 1.0000 0.1751
0.250 0.2224 0.02839 0.01798 -0.0621 1.0000 0.1753
0.500 0.2472 0.02814 0.01733 -0.0622 1.0000 0.1791
0.750 0.2700 0.02807 0.01709 -0.0622 1.0000 0.1916
1.000 0.2918 0.02818 0.01708 -0.0623 1.0000 0.2117
1.250 0.3349 0.02816 0.01704 -0.0659 0.9920 0.2502
1.500 0.3912 0.02637 0.01643 -0.0714 0.9776 1.0000
1.750 0.4436 0.02757 0.01720 -0.0772 0.9587 1.0000
2.000 0.4919 0.02856 0.01799 -0.0820 0.9401 1.0000
2.250 0.5338 0.02938 0.01870 -0.0856 0.9208 1.0000
2.500 0.5788 0.03012 0.01938 -0.0895 0.9033 1.0000
2.750 0.6218 0.03077 0.02005 -0.0928 0.8865 1.0000
3.000 0.6542 0.03142 0.02075 -0.0942 0.8678 1.0000
3.250 0.6922 0.03200 0.02139 -0.0964 0.8510 1.0000
3.500 0.7319 0.03246 0.02197 -0.0986 0.8349 1.0000
3.750 0.7724 0.03284 0.02256 -0.1008 0.8194 1.0000
4.000 0.8143 0.03308 0.02300 -0.1029 0.8043 1.0000
4.250 0.8380 0.03388 0.02397 -0.1025 0.7863 1.0000
4.500 0.8714 0.03434 0.02466 -0.1032 0.7699 1.0000
4.750 0.9402 0.03198 0.02279 -0.1054 0.7479 1.0000
5.000 0.9873 0.02995 0.02110 -0.1041 0.7186 1.0000
5.250 1.0250 0.02825 0.01977 -0.1016 0.6860 1.0000
5.500 1.0624 0.02634 0.01812 -0.0985 0.6490 1.0000
5.750 1.0803 0.02414 0.01581 -0.0912 0.5777 1.0000
6.000 1.0894 0.02377 0.01529 -0.0848 0.4995 1.0000
6.250 1.0788 0.02480 0.01544 -0.0763 0.3159 1.0000
6.500 1.0728 0.02847 0.01749 -0.0714 0.1785 1.0000
6.750 1.0835 0.03116 0.01983 -0.0687 0.1453 1.0000
7.000 1.1030 0.03349 0.02212 -0.0670 0.1259 1.0000
7.250 1.1360 0.03609 0.02469 -0.0666 0.1131 1.0000
7.500 1.1687 0.03892 0.02757 -0.0665 0.1010 1.0000
7.750 1.2076 0.04306 0.03181 -0.0672 0.0967 1.0000
8.000 1.2311 0.04653 0.03588 -0.0657 0.0944 1.0000
8.250 1.2476 0.04999 0.03988 -0.0637 0.0909 1.0000
8.500 1.2615 0.05394 0.04435 -0.0616 0.0897 1.0000
8.750 1.2699 0.05845 0.04953 -0.0591 0.0915 1.0000
9.000 1.2746 0.06321 0.05479 -0.0567 0.0938 1.0000
9.250 1.2800 0.06849 0.06039 -0.0548 0.0962 1.0000
9.500 1.2726 0.07280 0.06527 -0.0518 0.0994 1.0000
9.750 1.2463 0.07732 0.07034 -0.0485 0.1025 1.0000
10.000 1.2237 0.08200 0.07531 -0.0462 0.1048 1.0000
10.250 1.2031 0.08665 0.08012 -0.0444 0.1068 1.0000
10.500 1.2005 0.09248 0.08608 -0.0441 0.1113 1.0000
10.750 1.1646 0.09737 0.09111 -0.0446 0.1118 1.0000
11.000 1.1264 0.10409 0.09784 -0.0483 0.1124 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 427 AIRFOIL (goe427-il)