GOE 433 AIRFOIL (goe433-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 433 AIRFOIL (goe433-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.66 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe433-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe433-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 433 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2082 0.13172 0.12411 -0.0361 1.0000 0.2756
-10.500 -0.2104 0.13065 0.12313 -0.0344 1.0000 0.2824
-10.250 -0.2462 0.13383 0.12646 -0.0320 1.0000 0.2875
-10.000 -0.2433 0.13058 0.12329 -0.0299 1.0000 0.2901
-9.750 -0.2332 0.12775 0.12052 -0.0274 1.0000 0.2946
-9.500 -0.2400 0.12708 0.11994 -0.0247 1.0000 0.2999
-9.250 -0.2662 0.12852 0.12151 -0.0217 1.0000 0.3057
-8.750 -0.2826 0.12604 0.11921 -0.0167 1.0000 0.3120
-8.500 -0.2833 0.12486 0.11810 -0.0142 1.0000 0.3176
-8.250 -0.3038 0.12547 0.11881 -0.0115 1.0000 0.3245
-8.000 -0.3588 0.12926 0.12275 -0.0083 1.0000 0.3276
-7.750 -0.3230 0.12317 0.11666 -0.0075 1.0000 0.3320
-7.500 -0.3217 0.12170 0.11522 -0.0056 1.0000 0.3378
-7.250 -0.3467 0.12231 0.11592 -0.0032 1.0000 0.3453
-7.000 -0.3482 0.11998 0.11362 -0.0041 0.9970 0.3499
-6.750 -0.3108 0.11617 0.10974 -0.0080 0.9903 0.3622
-6.500 -0.3117 0.11416 0.10776 -0.0105 0.9828 0.3700
-6.250 -0.2781 0.11071 0.10424 -0.0139 0.9761 0.3810
-6.000 -0.2958 0.11003 0.10362 -0.0144 0.9680 0.3888
-5.750 -0.2549 0.10626 0.09977 -0.0177 0.9609 0.4018
-5.500 -0.2656 0.10502 0.09858 -0.0174 0.9529 0.4096
-5.250 -0.2384 0.10236 0.09586 -0.0198 0.9456 0.4224
-5.000 -0.2692 0.10228 0.09587 -0.0166 0.9371 0.4283
-4.750 -0.3494 0.08386 0.07716 -0.0454 0.9331 0.2877
-4.500 -0.3349 0.08266 0.07599 -0.0430 0.9255 0.2912
-4.250 -0.3156 0.07633 0.06949 -0.0522 0.9184 0.2823
-4.000 -0.2746 0.06807 0.06089 -0.0678 0.9118 0.2796
-3.750 -0.2320 0.05996 0.05220 -0.0836 0.9042 0.2855
-3.500 -0.1880 0.05811 0.05021 -0.0889 0.8960 0.2940
-3.250 -0.1521 0.05525 0.04696 -0.0957 0.8875 0.3056
-3.000 -0.1190 0.05490 0.04664 -0.0973 0.8791 0.3149
-2.750 -0.0798 0.05330 0.04471 -0.1028 0.8705 0.3299
-2.500 -0.0543 0.05358 0.04506 -0.1028 0.8616 0.3406
-2.250 -0.0193 0.05343 0.04483 -0.1052 0.8532 0.3552
-2.000 0.0082 0.05313 0.04439 -0.1072 0.8440 0.3704
-1.750 0.0515 0.05336 0.04456 -0.1101 0.8356 0.3894
-1.500 0.0567 0.05418 0.04549 -0.1074 0.8267 0.3986
-1.250 0.0994 0.05450 0.04577 -0.1099 0.8183 0.4189
-1.000 0.1110 0.05510 0.04635 -0.1092 0.8092 0.4323
-0.750 0.1431 0.05553 0.04675 -0.1105 0.8008 0.4517
-0.500 0.1675 0.05622 0.04742 -0.1110 0.7928 0.4707
-0.250 0.1855 0.05691 0.04809 -0.1110 0.7844 0.4892
0.000 0.2301 0.05731 0.04852 -0.1125 0.7768 0.5159
0.250 0.2272 0.05854 0.04974 -0.1108 0.7692 0.5304
0.500 0.2503 0.05927 0.05051 -0.1107 0.7620 0.5529
0.750 0.2779 0.06001 0.05126 -0.1109 0.7546 0.5786
1.000 0.2820 0.06127 0.05256 -0.1096 0.7482 0.5961
1.250 0.3051 0.06219 0.05349 -0.1099 0.7422 0.6218
1.500 0.3330 0.06304 0.05436 -0.1101 0.7356 0.6492
1.750 0.3333 0.06464 0.05600 -0.1088 0.7308 0.6672
2.000 0.3426 0.06604 0.05745 -0.1077 0.7269 0.6887
2.250 0.3539 0.06747 0.05894 -0.1067 0.7244 0.7124
2.500 0.3865 0.06828 0.05977 -0.1068 0.7170 0.7481
2.750 0.3866 0.07006 0.06163 -0.1052 0.7158 0.7701
3.000 0.3949 0.07185 0.06348 -0.1044 0.7165 0.7977
3.250 0.3005 0.07847 0.07036 -0.1032 0.8249 0.7727
3.500 0.3338 0.08078 0.07274 -0.1046 0.8180 0.8160
3.750 0.3317 0.08130 0.07335 -0.1019 0.8127 0.8442
4.000 0.3426 0.08182 0.07401 -0.1003 0.8026 0.8910
4.250 0.3736 0.08443 0.07665 -0.1036 0.7959 1.0000
4.500 0.3875 0.08553 0.07767 -0.1052 0.7826 1.0000
4.750 0.4459 0.09075 0.08268 -0.1135 0.7769 1.0000
5.000 0.4380 0.09064 0.08255 -0.1115 0.7639 1.0000
5.250 0.4948 0.09590 0.08762 -0.1184 0.7571 1.0000
5.500 0.4828 0.09569 0.08738 -0.1156 0.7439 1.0000
5.750 0.5285 0.10040 0.09194 -0.1203 0.7371 1.0000
6.000 0.5270 0.10086 0.09237 -0.1186 0.7223 1.0000
6.250 0.5381 0.10321 0.09466 -0.1188 0.7122 1.0000
6.500 0.5806 0.10704 0.09841 -0.1220 0.6999 1.0000
6.750 0.5771 0.10796 0.09931 -0.1201 0.6849 1.0000
7.000 0.5882 0.11030 0.10162 -0.1200 0.6719 1.0000
7.250 0.6321 0.11464 0.10589 -0.1229 0.6602 1.0000
7.500 0.6383 0.11597 0.10722 -0.1219 0.6434 1.0000
7.750 0.6362 0.11776 0.10902 -0.1208 0.6292 1.0000
8.000 0.6548 0.12098 0.11223 -0.1214 0.6176 1.0000
8.500 0.6790 0.12586 0.11712 -0.1213 0.5878 1.0000
8.750 0.6936 0.12940 0.12066 -0.1218 0.5785 1.0000
9.000 0.7229 0.13259 0.12385 -0.1226 0.5637 1.0000
9.250 0.7069 0.13461 0.12589 -0.1217 0.5539 1.0000
9.500 0.7555 0.13963 0.13091 -0.1236 0.5429 1.0000
9.750 0.7259 0.14064 0.13194 -0.1224 0.5352 1.0000
10.000 0.7555 0.14441 0.13572 -0.1234 0.5259 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 433 AIRFOIL (goe433-il)