GOE 432 AIRFOIL (goe432-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 432 AIRFOIL (goe432-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.41 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe432-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe432-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 432 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 -0.3404 0.10386 0.09715 -0.0244 1.0000 0.0900
-7.750 -0.3551 0.10343 0.09689 -0.0250 1.0000 0.0916
-7.500 -0.3613 0.10186 0.09544 -0.0272 1.0000 0.0921
-7.250 -0.3493 0.09663 0.09026 -0.0234 1.0000 0.0948
-7.000 -0.3443 0.09364 0.08732 -0.0220 1.0000 0.0987
-6.750 -0.3447 0.09125 0.08502 -0.0223 1.0000 0.1021
-6.500 -0.3495 0.08989 0.08375 -0.0271 1.0000 0.1063
-6.250 -0.3470 0.08701 0.08095 -0.0303 1.0000 0.1075
-6.000 -0.3414 0.08300 0.07701 -0.0262 1.0000 0.1094
-5.750 -0.3359 0.07997 0.07403 -0.0252 1.0000 0.1116
-5.500 -0.3298 0.07700 0.07109 -0.0256 1.0000 0.1141
-5.250 -0.3033 0.06918 0.06294 -0.0371 1.0000 0.0636
-5.000 -0.2971 0.06605 0.05988 -0.0351 1.0000 0.0613
-4.750 -0.2837 0.06242 0.05620 -0.0366 1.0000 0.0602
-4.500 -0.2665 0.05853 0.05219 -0.0390 1.0000 0.0603
-4.250 -0.2471 0.05456 0.04804 -0.0414 1.0000 0.0603
-4.000 -0.2262 0.05062 0.04391 -0.0435 1.0000 0.0592
-3.750 -0.2026 0.04660 0.03961 -0.0457 1.0000 0.0583
-3.500 -0.1774 0.04284 0.03551 -0.0476 1.0000 0.0587
-3.250 -0.1495 0.03927 0.03138 -0.0496 1.0000 0.0619
-3.000 -0.1209 0.03600 0.02741 -0.0508 1.0000 0.0637
-2.750 -0.0901 0.03321 0.02423 -0.0524 0.9975 0.0659
-2.500 -0.0489 0.03131 0.02196 -0.0558 0.9893 0.0740
-2.250 -0.0052 0.02900 0.01886 -0.0586 0.9814 0.0789
-2.000 0.0353 0.02767 0.01731 -0.0614 0.9718 0.0889
-1.750 0.0781 0.02621 0.01536 -0.0640 0.9622 0.0939
-1.500 0.1200 0.02531 0.01421 -0.0665 0.9514 0.1060
-1.250 0.1604 0.02434 0.01309 -0.0686 0.9390 0.1134
-1.000 0.2007 0.02360 0.01212 -0.0706 0.9258 0.1238
-0.750 0.2398 0.02290 0.01144 -0.0725 0.9116 0.1434
-0.500 0.2791 0.02216 0.01080 -0.0744 0.8968 0.1707
-0.250 0.3176 0.02090 0.01038 -0.0764 0.8824 0.3495
0.000 0.3624 0.01911 0.00977 -0.0787 0.8679 1.0000
0.250 0.4019 0.01899 0.00930 -0.0802 0.8514 1.0000
0.500 0.4361 0.01892 0.00898 -0.0808 0.8315 1.0000
0.750 0.4722 0.01883 0.00868 -0.0817 0.8122 1.0000
1.000 0.5095 0.01874 0.00837 -0.0827 0.7930 1.0000
1.250 0.5418 0.01876 0.00823 -0.0829 0.7704 1.0000
1.500 0.5758 0.01877 0.00806 -0.0834 0.7491 1.0000
1.750 0.6064 0.01888 0.00801 -0.0833 0.7257 1.0000
2.000 0.6371 0.01900 0.00796 -0.0832 0.7033 1.0000
2.250 0.6650 0.01921 0.00802 -0.0827 0.6796 1.0000
2.500 0.6936 0.01941 0.00804 -0.0822 0.6570 1.0000
2.750 0.7194 0.01970 0.00822 -0.0814 0.6336 1.0000
3.000 0.7461 0.01999 0.00833 -0.0807 0.6123 1.0000
3.250 0.7710 0.02034 0.00859 -0.0798 0.5910 1.0000
3.500 0.7963 0.02071 0.00886 -0.0790 0.5712 1.0000
3.750 0.8217 0.02111 0.00912 -0.0782 0.5523 1.0000
4.000 0.8457 0.02154 0.00951 -0.0773 0.5331 1.0000
4.250 0.8699 0.02200 0.00993 -0.0764 0.5153 1.0000
4.500 0.8943 0.02247 0.01043 -0.0757 0.4989 1.0000
4.750 0.9183 0.02296 0.01094 -0.0749 0.4825 1.0000
5.000 0.9417 0.02345 0.01146 -0.0740 0.4659 1.0000
5.250 0.9649 0.02395 0.01204 -0.0730 0.4494 1.0000
5.500 0.9877 0.02447 0.01261 -0.0720 0.4330 1.0000
5.750 1.0099 0.02499 0.01319 -0.0709 0.4160 1.0000
6.000 1.0308 0.02555 0.01386 -0.0697 0.3970 1.0000
6.250 1.0516 0.02614 0.01455 -0.0684 0.3778 1.0000
6.500 1.0724 0.02676 0.01521 -0.0671 0.3594 1.0000
6.750 1.0936 0.02747 0.01595 -0.0660 0.3424 1.0000
7.000 1.1142 0.02823 0.01676 -0.0648 0.3257 1.0000
7.250 1.1337 0.02904 0.01768 -0.0635 0.3086 1.0000
7.500 1.1526 0.02985 0.01858 -0.0621 0.2925 1.0000
7.750 1.1716 0.03070 0.01951 -0.0608 0.2784 1.0000
8.000 1.1909 0.03157 0.02046 -0.0596 0.2664 1.0000
8.250 1.2105 0.03257 0.02164 -0.0584 0.2559 1.0000
8.500 1.2296 0.03364 0.02295 -0.0573 0.2461 1.0000
8.750 1.2485 0.03467 0.02411 -0.0560 0.2372 1.0000
9.000 1.2664 0.03575 0.02537 -0.0547 0.2281 1.0000
9.250 1.2835 0.03703 0.02690 -0.0534 0.2196 1.0000
9.500 1.3036 0.03821 0.02818 -0.0524 0.2128 1.0000
9.750 1.3185 0.03981 0.03015 -0.0509 0.2051 1.0000
10.000 1.3368 0.04112 0.03162 -0.0497 0.1975 1.0000
10.250 1.3478 0.04277 0.03362 -0.0478 0.1887 1.0000
10.500 1.3555 0.04420 0.03524 -0.0456 0.1781 1.0000
10.750 1.3555 0.04533 0.03645 -0.0426 0.1648 1.0000
11.000 1.3491 0.04651 0.03766 -0.0391 0.1522 1.0000
11.250 1.3386 0.04809 0.03942 -0.0356 0.1416 1.0000
11.500 1.3266 0.05033 0.04198 -0.0328 0.1318 1.0000
11.750 1.3164 0.05279 0.04466 -0.0309 0.1227 1.0000
12.000 1.3057 0.05557 0.04758 -0.0297 0.1140 1.0000
12.250 1.2935 0.05930 0.05164 -0.0295 0.1047 1.0000
12.500 1.2811 0.06339 0.05588 -0.0300 0.0961 1.0000
12.750 1.2680 0.06785 0.06033 -0.0311 0.0885 1.0000
13.000 1.2541 0.07315 0.06578 -0.0328 0.0813 1.0000
13.250 1.2406 0.07851 0.07110 -0.0347 0.0759 1.0000
13.500 1.2255 0.08479 0.07761 -0.0371 0.0705 1.0000
13.750 1.2120 0.09071 0.08357 -0.0395 0.0662 1.0000
14.000 1.1983 0.09696 0.08989 -0.0420 0.0629 1.0000
14.250 1.1818 0.10429 0.09744 -0.0453 0.0603 1.0000
14.500 1.1654 0.11183 0.10516 -0.0488 0.0585 1.0000
14.750 1.1487 0.11975 0.11320 -0.0527 0.0569 1.0000
15.000 1.1475 0.12354 0.11684 -0.0543 0.0527 1.0000
15.250 1.1290 0.13267 0.12615 -0.0591 0.0521 1.0000
15.500 1.1091 0.14270 0.13629 -0.0644 0.0521 1.0000
15.750 1.0886 0.15372 0.14732 -0.0703 0.0522 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 432 AIRFOIL (goe432-il)