GOE 428 AIRFOIL (goe428-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 428 AIRFOIL (goe428-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.58 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe428-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe428-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 428 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3045 0.11283 0.10611 -0.0281 1.0000 0.1285
-8.500 -0.3136 0.11270 0.10612 -0.0292 1.0000 0.1305
-8.250 -0.3288 0.11326 0.10686 -0.0299 1.0000 0.1312
-8.000 -0.2974 0.10465 0.09818 -0.0277 1.0000 0.1377
-7.750 -0.3009 0.10302 0.09666 -0.0274 1.0000 0.1421
-7.500 -0.3153 0.10296 0.09679 -0.0270 1.0000 0.1442
-7.250 -0.3312 0.10342 0.09744 -0.0289 1.0000 0.1451
-7.000 -0.3084 0.09632 0.09032 -0.0242 1.0000 0.1520
-6.750 -0.3163 0.09507 0.08921 -0.0241 1.0000 0.1566
-6.500 -0.3307 0.09540 0.08970 -0.0266 1.0000 0.1587
-6.250 -0.3215 0.09034 0.08468 -0.0219 1.0000 0.1636
-6.000 -0.3260 0.08865 0.08309 -0.0210 1.0000 0.1694
-5.750 -0.3376 0.08897 0.08350 -0.0255 1.0000 0.1730
-5.500 -0.3332 0.08437 0.07899 -0.0186 1.0000 0.1801
-5.250 -0.3379 0.08417 0.07882 -0.0241 1.0000 0.1873
-5.000 -0.3371 0.08017 0.07492 -0.0174 1.0000 0.1943
-4.750 -0.3369 0.07807 0.07286 -0.0187 1.0000 0.2042
-4.500 -0.3322 0.07623 0.07103 -0.0211 1.0000 0.2168
-4.250 -0.3305 0.07335 0.06822 -0.0175 1.0000 0.2270
-4.000 -0.3258 0.07074 0.06564 -0.0170 1.0000 0.2387
-3.750 -0.3140 0.06865 0.06351 -0.0208 1.0000 0.2603
-3.500 -0.3088 0.06577 0.06067 -0.0189 1.0000 0.2762
-3.250 -0.3029 0.06319 0.05814 -0.0169 1.0000 0.2955
-3.000 -0.2948 0.06073 0.05571 -0.0160 1.0000 0.3238
-2.750 -0.2876 0.05851 0.05349 -0.0146 1.0000 0.3631
-2.500 -0.2873 0.05627 0.05134 -0.0100 1.0000 0.4076
-2.000 -0.2973 0.05207 0.04740 0.0033 1.0000 0.5216
-1.750 -0.3028 0.04964 0.04510 0.0106 1.0000 0.5692
-1.500 -0.3013 0.04725 0.04278 0.0151 1.0000 0.6116
-1.250 0.0140 0.03818 0.02991 -0.0629 0.9849 0.1686
-1.000 0.0760 0.03602 0.02673 -0.0688 0.9721 0.1588
-0.750 0.1280 0.03432 0.02471 -0.0736 0.9584 0.1674
-0.500 0.1799 0.03307 0.02285 -0.0777 0.9443 0.1744
-0.250 0.2307 0.03211 0.02157 -0.0817 0.9300 0.2002
0.000 0.2842 0.03095 0.02031 -0.0857 0.9159 0.2441
0.250 0.3358 0.02758 0.01901 -0.0890 0.9033 1.0000
0.500 0.3854 0.02802 0.01869 -0.0926 0.8870 1.0000
0.750 0.4251 0.02845 0.01874 -0.0947 0.8689 1.0000
1.000 0.4650 0.02881 0.01883 -0.0968 0.8508 1.0000
1.250 0.5090 0.02904 0.01884 -0.0993 0.8340 1.0000
1.500 0.5559 0.02911 0.01873 -0.1020 0.8178 1.0000
1.750 0.5990 0.02915 0.01864 -0.1039 0.8021 1.0000
2.000 0.6394 0.02918 0.01857 -0.1052 0.7866 1.0000
2.250 0.6656 0.02970 0.01902 -0.1047 0.7682 1.0000
2.500 0.6950 0.03010 0.01936 -0.1046 0.7515 1.0000
2.750 0.7245 0.03050 0.01974 -0.1044 0.7360 1.0000
3.000 0.7529 0.03095 0.02016 -0.1041 0.7211 1.0000
3.250 0.7796 0.03151 0.02071 -0.1036 0.7071 1.0000
3.500 0.8048 0.03220 0.02141 -0.1031 0.6940 1.0000
3.750 0.8309 0.03285 0.02211 -0.1026 0.6820 1.0000
4.000 0.8648 0.03300 0.02228 -0.1027 0.6723 1.0000
4.250 0.8801 0.03443 0.02377 -0.1016 0.6598 1.0000
4.500 0.8933 0.03611 0.02551 -0.1005 0.6483 1.0000
4.750 0.9098 0.03761 0.02708 -0.0996 0.6381 1.0000
5.000 0.9409 0.03807 0.02768 -0.0995 0.6302 1.0000
5.250 0.9403 0.04099 0.03069 -0.0979 0.6194 1.0000
5.500 0.9514 0.04309 0.03289 -0.0970 0.6107 1.0000
5.750 0.9717 0.04448 0.03439 -0.0964 0.6026 1.0000
6.000 0.9559 0.04880 0.03876 -0.0945 0.5929 1.0000
6.250 1.0081 0.04761 0.03784 -0.0950 0.5863 1.0000
6.500 0.9716 0.05349 0.04366 -0.0923 0.5753 1.0000
6.750 0.9549 0.05784 0.04802 -0.0906 0.5662 1.0000
7.000 1.0251 0.05517 0.04576 -0.0912 0.5576 1.0000
7.250 0.9560 0.06403 0.05443 -0.0888 0.5490 1.0000
7.500 0.9703 0.06615 0.05670 -0.0882 0.5405 1.0000
7.750 0.9733 0.06918 0.05985 -0.0876 0.5318 1.0000
8.000 0.9618 0.07351 0.06422 -0.0870 0.5239 1.0000
8.250 0.9841 0.07497 0.06590 -0.0863 0.5130 1.0000
8.500 1.3003 0.03578 0.02781 -0.0772 0.4136 1.0000
8.750 1.3053 0.03386 0.02589 -0.0713 0.3657 1.0000
9.000 1.2983 0.03365 0.02574 -0.0651 0.3185 1.0000
9.250 1.2790 0.03477 0.02685 -0.0586 0.2488 1.0000
9.500 1.2564 0.03727 0.02855 -0.0531 0.1755 1.0000
9.750 1.2369 0.04093 0.03167 -0.0495 0.1439 1.0000
10.000 1.2228 0.04464 0.03513 -0.0470 0.1268 1.0000
10.250 1.2130 0.04823 0.03860 -0.0453 0.1144 1.0000
10.500 1.2071 0.05164 0.04197 -0.0439 0.1046 1.0000
10.750 1.2050 0.05483 0.04514 -0.0424 0.0968 1.0000
11.000 1.2134 0.05723 0.04747 -0.0403 0.0900 1.0000
11.250 1.2583 0.05822 0.04864 -0.0371 0.0818 1.0000
11.500 1.3131 0.06118 0.05165 -0.0363 0.0739 1.0000
11.750 1.3266 0.06473 0.05564 -0.0351 0.0721 1.0000
12.000 1.3337 0.06881 0.06014 -0.0339 0.0716 1.0000
12.250 1.3308 0.07302 0.06473 -0.0327 0.0717 1.0000
12.500 1.3217 0.07747 0.06951 -0.0318 0.0719 1.0000
12.750 1.3080 0.08223 0.07458 -0.0314 0.0723 1.0000
13.000 1.2908 0.08737 0.08000 -0.0318 0.0728 1.0000
13.250 1.2719 0.09295 0.08582 -0.0329 0.0733 1.0000
13.500 1.2514 0.09904 0.09213 -0.0349 0.0739 1.0000
13.750 1.2306 0.10563 0.09890 -0.0376 0.0745 1.0000
14.000 1.2108 0.11272 0.10613 -0.0408 0.0751 1.0000
14.250 1.1959 0.11994 0.11346 -0.0439 0.0758 1.0000
14.500 1.0910 0.14513 0.13884 -0.0660 0.0851 1.0000
14.750 1.0802 0.15429 0.14796 -0.0707 0.0872 1.0000
15.000 1.0774 0.16155 0.15520 -0.0738 0.0883 1.0000
15.250 0.8424 0.16954 0.16365 -0.0741 0.1121 1.0000
15.500 0.8276 0.17753 0.17162 -0.0789 0.1235 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 428 AIRFOIL (goe428-il)