GOE 430 AIRFOIL (goe430-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 430 AIRFOIL (goe430-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.71 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe430-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe430-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 430 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2831 0.12054 0.11323 -0.0309 1.0000 0.2548
-9.000 -0.3040 0.12121 0.11401 -0.0292 1.0000 0.2608
-8.750 -0.3121 0.11936 0.11226 -0.0276 1.0000 0.2635
-8.500 -0.2942 0.11543 0.10831 -0.0258 1.0000 0.2702
-8.250 -0.3131 0.11566 0.10866 -0.0236 1.0000 0.2773
-8.000 -0.3275 0.11451 0.10762 -0.0216 1.0000 0.2806
-7.750 -0.3090 0.11071 0.10379 -0.0198 1.0000 0.2880
-7.500 -0.3337 0.11130 0.10451 -0.0172 1.0000 0.2948
-7.250 -0.3454 0.10967 0.10298 -0.0150 1.0000 0.2981
-7.000 -0.3297 0.10620 0.09951 -0.0133 1.0000 0.3044
-6.750 -0.3522 0.10631 0.09974 -0.0103 1.0000 0.3114
-6.500 -0.3998 0.10819 0.10183 -0.0060 1.0000 0.3140
-6.250 -0.3579 0.10210 0.09566 -0.0059 1.0000 0.3210
-6.000 -0.3808 0.10200 0.09567 -0.0023 1.0000 0.3282
-5.750 -0.4074 0.10147 0.09528 -0.0001 1.0000 0.3324
-5.500 -0.3908 0.09827 0.09207 0.0024 1.0000 0.3408
-5.250 -0.4267 0.09883 0.09280 0.0022 1.0000 0.3489
-5.000 -0.4064 0.09499 0.08894 0.0062 1.0000 0.3559
-4.000 -0.3590 0.06434 0.05765 -0.0482 1.0000 0.2271
-3.750 -0.3303 0.05965 0.05279 -0.0546 1.0000 0.2242
-3.500 -0.2820 0.05284 0.04551 -0.0676 1.0000 0.2220
-3.250 -0.2284 0.04698 0.03899 -0.0798 1.0000 0.2243
-3.000 -0.1943 0.04473 0.03643 -0.0844 1.0000 0.2330
-2.750 -0.1551 0.04260 0.03378 -0.0901 0.9999 0.2461
-2.500 -0.0965 0.04197 0.03306 -0.0970 0.9886 0.2663
-2.250 -0.0384 0.04141 0.03220 -0.1041 0.9776 0.2972
-2.000 0.0061 0.04168 0.03259 -0.1076 0.9663 0.3237
-1.750 0.0522 0.04210 0.03302 -0.1116 0.9550 0.3551
-1.500 0.0919 0.04225 0.03305 -0.1149 0.9425 0.3834
-1.250 0.1281 0.04243 0.03325 -0.1171 0.9303 0.4031
-1.000 0.1685 0.04266 0.03347 -0.1200 0.9188 0.4244
-0.750 0.2171 0.04276 0.03344 -0.1246 0.9081 0.4520
-0.500 0.2435 0.04310 0.03385 -0.1251 0.8956 0.4744
-0.250 0.2790 0.04341 0.03416 -0.1272 0.8848 0.5059
0.000 0.3170 0.04375 0.03460 -0.1289 0.8748 0.5440
0.250 0.3374 0.04433 0.03524 -0.1282 0.8627 0.5777
0.500 0.3678 0.04483 0.03579 -0.1287 0.8532 0.6179
0.750 0.3935 0.04541 0.03638 -0.1289 0.8436 0.6593
1.000 0.4132 0.04599 0.03704 -0.1281 0.8348 0.6980
1.250 0.4381 0.04630 0.03742 -0.1279 0.8265 0.7449
1.500 0.4519 0.04673 0.03800 -0.1261 0.8182 0.7940
1.750 0.4609 0.04670 0.03824 -0.1227 0.8108 0.8682
2.000 0.4870 0.04765 0.03915 -0.1252 0.8035 1.0000
2.250 0.5162 0.04939 0.04068 -0.1289 0.7966 1.0000
2.500 0.5646 0.05059 0.04163 -0.1338 0.7908 1.0000
2.750 0.5675 0.05267 0.04362 -0.1329 0.7839 1.0000
3.000 0.5884 0.05443 0.04527 -0.1340 0.7792 1.0000
3.250 0.6283 0.05576 0.04647 -0.1368 0.7742 1.0000
3.500 0.6242 0.05800 0.04867 -0.1349 0.7680 1.0000
3.750 0.6662 0.05888 0.04946 -0.1371 0.7585 1.0000
4.000 0.6672 0.06088 0.05144 -0.1354 0.7498 1.0000
4.250 0.6982 0.06166 0.05217 -0.1358 0.7359 1.0000
4.500 0.7313 0.06212 0.05259 -0.1361 0.7205 1.0000
4.750 0.7695 0.06235 0.05280 -0.1367 0.7066 1.0000
5.000 0.7894 0.06357 0.05403 -0.1362 0.6951 1.0000
5.250 0.7995 0.06540 0.05588 -0.1351 0.6841 1.0000
5.500 0.8317 0.06605 0.05656 -0.1353 0.6727 1.0000
5.750 0.8651 0.06648 0.05704 -0.1354 0.6607 1.0000
6.000 0.8757 0.06812 0.05874 -0.1341 0.6465 1.0000
6.250 0.8947 0.06924 0.05992 -0.1330 0.6317 1.0000
6.500 0.9170 0.07010 0.06086 -0.1320 0.6162 1.0000
6.750 0.9413 0.07076 0.06160 -0.1309 0.6001 1.0000
7.000 0.9678 0.07108 0.06200 -0.1297 0.5830 1.0000
7.250 0.9954 0.07117 0.06220 -0.1283 0.5655 1.0000
8.000 1.0734 0.07151 0.06285 -0.1235 0.5144 1.0000
8.250 1.1854 0.06109 0.05264 -0.1217 0.5101 1.0000
8.500 1.2848 0.05249 0.04418 -0.1215 0.4944 1.0000
8.750 1.3381 0.04917 0.04091 -0.1207 0.4730 1.0000
9.000 1.3707 0.04811 0.03989 -0.1191 0.4525 1.0000
9.250 1.4076 0.04727 0.03907 -0.1183 0.4333 1.0000
9.500 1.4377 0.04719 0.03899 -0.1172 0.4150 1.0000
9.750 1.4614 0.04758 0.03940 -0.1157 0.3975 1.0000
10.000 1.4772 0.04849 0.04035 -0.1136 0.3811 1.0000
10.250 1.4861 0.04982 0.04178 -0.1109 0.3659 1.0000
10.500 1.4915 0.05134 0.04338 -0.1080 0.3519 1.0000
10.750 1.5011 0.05270 0.04480 -0.1054 0.3385 1.0000
11.000 1.5191 0.05381 0.04593 -0.1037 0.3255 1.0000
11.250 1.5473 0.05461 0.04674 -0.1030 0.3126 1.0000
11.500 1.5118 0.05921 0.05161 -0.0977 0.3070 1.0000
11.750 1.5397 0.06020 0.05264 -0.0970 0.2961 1.0000
12.000 1.4851 0.06697 0.05970 -0.0923 0.2936 1.0000
12.250 1.5303 0.06634 0.05905 -0.0919 0.2814 1.0000
12.500 1.4570 0.07603 0.06902 -0.0886 0.2820 1.0000
13.000 1.5958 0.06661 0.05904 -0.0872 0.2356 1.0000
13.250 1.5567 0.07211 0.06489 -0.0836 0.2341 1.0000
13.500 1.5107 0.07955 0.07265 -0.0815 0.2347 1.0000
13.750 1.4589 0.08940 0.08272 -0.0815 0.2369 1.0000
14.000 1.4769 0.08813 0.08143 -0.0791 0.2194 1.0000
14.250 1.5466 0.08171 0.07467 -0.0761 0.1907 1.0000
14.500 1.5024 0.08928 0.08257 -0.0755 0.1908 1.0000
14.750 1.4615 0.09757 0.09108 -0.0763 0.1899 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 430 AIRFOIL (goe430-il)