GOE 428 AIRFOIL (goe428-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 428 AIRFOIL (goe428-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.5 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe428-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe428-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2889 0.10760 0.10131 -0.0324 1.0000 0.0790
-7.750 -0.2993 0.10696 0.10083 -0.0320 1.0000 0.0794
-7.500 -0.3095 0.10628 0.10031 -0.0324 1.0000 0.0798
-7.250 -0.2910 0.09966 0.09365 -0.0287 1.0000 0.0835
-7.000 -0.2945 0.09771 0.09181 -0.0269 1.0000 0.0860
-6.750 -0.3006 0.09611 0.09034 -0.0258 1.0000 0.0889
-6.500 -0.3092 0.09498 0.08933 -0.0254 1.0000 0.0914
-6.250 -0.3182 0.09427 0.08874 -0.0266 1.0000 0.0929
-6.000 -0.3233 0.09348 0.08802 -0.0295 1.0000 0.0936
-5.500 -0.3183 0.08638 0.08107 -0.0246 0.9981 0.0973
-5.250 -0.2910 0.08213 0.07677 -0.0302 0.9897 0.1018
-5.000 -0.2440 0.07814 0.07258 -0.0474 0.9782 0.1082
-4.750 -0.2246 0.07327 0.06772 -0.0481 0.9706 0.1097
-4.500 -0.1804 0.06593 0.06006 -0.0576 0.9625 0.0644
-4.250 -0.1496 0.06146 0.05549 -0.0622 0.9549 0.0610
-4.000 -0.1151 0.05697 0.05081 -0.0681 0.9456 0.0596
-3.750 -0.0706 0.05174 0.04524 -0.0757 0.9392 0.0566
-3.250 0.0154 0.04176 0.03416 -0.0873 0.9235 0.0526
-3.000 0.0464 0.03965 0.03192 -0.0895 0.9146 0.0583
-2.750 0.0858 0.03627 0.02795 -0.0927 0.9067 0.0605
-2.500 0.1280 0.03303 0.02398 -0.0957 0.8996 0.0632
-2.250 0.1635 0.03116 0.02169 -0.0975 0.8903 0.0716
-2.000 0.2084 0.02879 0.01865 -0.1001 0.8837 0.0769
-1.750 0.2434 0.02761 0.01717 -0.1012 0.8728 0.0881
-1.500 0.2792 0.02630 0.01544 -0.1020 0.8623 0.0966
-1.250 0.3200 0.02512 0.01385 -0.1034 0.8532 0.1064
-1.000 0.3574 0.02415 0.01265 -0.1044 0.8429 0.1227
-0.750 0.3899 0.02334 0.01178 -0.1049 0.8311 0.1608
-0.500 0.4217 0.02241 0.01114 -0.1055 0.8197 0.2369
-0.250 0.4576 0.01998 0.01060 -0.1065 0.8098 1.0000
0.000 0.4913 0.01998 0.01005 -0.1068 0.7988 1.0000
0.250 0.5196 0.02009 0.00982 -0.1065 0.7856 1.0000
0.500 0.5473 0.02022 0.00967 -0.1061 0.7723 1.0000
0.750 0.5747 0.02035 0.00955 -0.1056 0.7588 1.0000
1.000 0.6018 0.02049 0.00948 -0.1051 0.7452 1.0000
1.250 0.6286 0.02063 0.00945 -0.1045 0.7314 1.0000
1.500 0.6552 0.02078 0.00944 -0.1040 0.7176 1.0000
1.750 0.6817 0.02093 0.00945 -0.1034 0.7035 1.0000
2.000 0.7081 0.02109 0.00949 -0.1027 0.6892 1.0000
2.250 0.7343 0.02126 0.00957 -0.1021 0.6750 1.0000
2.500 0.7605 0.02145 0.00967 -0.1015 0.6607 1.0000
2.750 0.7865 0.02167 0.00981 -0.1009 0.6463 1.0000
3.000 0.8124 0.02192 0.01002 -0.1002 0.6320 1.0000
3.250 0.8380 0.02221 0.01026 -0.0996 0.6179 1.0000
3.500 0.8634 0.02253 0.01054 -0.0990 0.6041 1.0000
3.750 0.8887 0.02288 0.01091 -0.0984 0.5906 1.0000
4.000 0.9140 0.02326 0.01128 -0.0978 0.5778 1.0000
4.250 0.9399 0.02364 0.01166 -0.0974 0.5661 1.0000
4.500 0.9641 0.02412 0.01220 -0.0968 0.5540 1.0000
4.750 0.9876 0.02465 0.01285 -0.0961 0.5422 1.0000
5.000 1.0118 0.02518 0.01347 -0.0955 0.5316 1.0000
5.250 1.0379 0.02563 0.01398 -0.0951 0.5228 1.0000
5.500 1.0604 0.02631 0.01486 -0.0944 0.5128 1.0000
5.750 1.0841 0.02694 0.01564 -0.0939 0.5039 1.0000
6.000 1.1091 0.02750 0.01634 -0.0934 0.4959 1.0000
6.250 1.1308 0.02831 0.01738 -0.0927 0.4874 1.0000
6.500 1.1570 0.02887 0.01815 -0.0923 0.4805 1.0000
6.750 1.1767 0.02978 0.01934 -0.0913 0.4714 1.0000
7.000 1.1998 0.03039 0.02016 -0.0905 0.4623 1.0000
7.250 1.2234 0.03088 0.02086 -0.0896 0.4520 1.0000
7.500 1.2419 0.03166 0.02194 -0.0882 0.4406 1.0000
7.750 1.2594 0.03164 0.02202 -0.0858 0.4195 1.0000
8.000 1.2655 0.03152 0.02196 -0.0818 0.3855 1.0000
8.250 1.2717 0.03191 0.02241 -0.0782 0.3569 1.0000
8.500 1.2738 0.03258 0.02315 -0.0744 0.3254 1.0000
8.750 1.2743 0.03353 0.02418 -0.0707 0.2920 1.0000
9.000 1.2687 0.03491 0.02559 -0.0666 0.2341 1.0000
9.250 1.2541 0.03735 0.02733 -0.0624 0.1553 1.0000
9.500 1.2342 0.04122 0.03055 -0.0594 0.0928 1.0000
9.750 1.2218 0.04492 0.03410 -0.0574 0.0705 1.0000
10.000 1.2135 0.04846 0.03769 -0.0561 0.0547 1.0000
10.250 1.2043 0.05230 0.04157 -0.0553 0.0484 1.0000
10.500 1.1950 0.05638 0.04573 -0.0551 0.0447 1.0000
10.750 1.1848 0.06081 0.05024 -0.0552 0.0421 1.0000
11.000 1.1757 0.06530 0.05485 -0.0556 0.0404 1.0000
11.250 1.1686 0.06965 0.05940 -0.0561 0.0392 1.0000
11.500 1.1612 0.07416 0.06408 -0.0567 0.0380 1.0000
11.750 1.1552 0.07850 0.06858 -0.0573 0.0369 1.0000
12.000 1.1498 0.08278 0.07300 -0.0579 0.0358 1.0000
12.250 1.1451 0.08698 0.07729 -0.0585 0.0345 1.0000
12.500 1.1412 0.09095 0.08131 -0.0588 0.0332 1.0000
12.750 1.1429 0.09414 0.08466 -0.0586 0.0318 1.0000
13.000 1.1474 0.09697 0.08770 -0.0581 0.0303 1.0000
13.250 1.1547 0.09937 0.09032 -0.0572 0.0292 1.0000
13.500 1.1648 0.10145 0.09274 -0.0558 0.0283 1.0000
13.750 1.1749 0.10380 0.09534 -0.0546 0.0276 1.0000
14.000 1.1813 0.10698 0.09878 -0.0542 0.0268 1.0000
14.250 1.1835 0.11093 0.10297 -0.0547 0.0261 1.0000
14.500 1.1830 0.11543 0.10770 -0.0559 0.0255 1.0000
14.750 1.1803 0.12039 0.11285 -0.0575 0.0249 1.0000
15.000 1.1749 0.12600 0.11868 -0.0599 0.0247 1.0000
15.250 1.1672 0.13224 0.12514 -0.0632 0.0246 1.0000
15.500 1.1577 0.13913 0.13225 -0.0671 0.0246 1.0000
15.750 1.1465 0.14686 0.14020 -0.0720 0.0248 1.0000
16.000 1.1325 0.15608 0.14965 -0.0780 0.0254 1.0000
16.250 1.1122 0.16869 0.16247 -0.0862 0.0270 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 428 AIRFOIL (goe428-il)