GOE 434 AIRFOIL (goe434-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 434 AIRFOIL (goe434-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.68 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe434-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe434-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 434 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1651 0.16077 0.15367 -0.0379 0.9733 0.2851
-10.750 -0.1531 0.15868 0.15158 -0.0401 0.9670 0.2919
-10.500 -0.1837 0.16223 0.15513 -0.0426 0.9622 0.2973
-10.250 -0.1395 0.15430 0.14719 -0.0460 0.9571 0.3002
-10.000 -0.1200 0.15107 0.14396 -0.0467 0.9507 0.3042
-9.750 -0.1056 0.14889 0.14176 -0.0488 0.9459 0.3110
-9.500 -0.1292 0.15115 0.14402 -0.0508 0.9422 0.3177
-9.250 -0.1384 0.14960 0.14253 -0.0494 0.9361 0.3194
-9.000 -0.0992 0.14373 0.13664 -0.0509 0.9304 0.3231
-8.750 -0.0768 0.14079 0.13368 -0.0530 0.9260 0.3287
-8.500 -0.0728 0.13982 0.13269 -0.0553 0.9227 0.3376
-8.250 -0.1200 0.14309 0.13605 -0.0499 0.9172 0.3402
-8.000 -0.1622 0.14538 0.13845 -0.0466 0.9130 0.3413
-7.750 -0.0886 0.13606 0.12904 -0.0508 0.9077 0.3463
-7.500 -0.0622 0.13308 0.12604 -0.0533 0.9040 0.3527
-7.250 -0.0756 0.13314 0.12614 -0.0505 0.8998 0.3585
-7.000 -0.1153 0.13516 0.12824 -0.0457 0.8963 0.3633
-6.750 -0.1618 0.13729 0.13045 -0.0413 0.8941 0.3649
-6.500 -0.2023 0.13836 0.13160 -0.0372 0.8929 0.3655
-6.250 -0.0992 0.12873 0.12187 -0.0445 0.8851 0.3738
-6.000 -0.0873 0.12703 0.12014 -0.0456 0.8816 0.3815
-5.750 -0.2904 0.12268 0.11593 -0.0355 0.8948 0.2982
-5.500 -0.2737 0.12113 0.11440 -0.0341 0.8931 0.3003
-5.250 -0.2503 0.12254 0.11586 -0.0316 0.8899 0.3229
-5.000 -0.5711 0.11264 0.10637 -0.0004 1.0000 0.2606
-4.750 -0.5830 0.10689 0.10060 -0.0028 1.0000 0.2601
-4.500 -0.6079 0.08725 0.08064 -0.0225 1.0000 0.2612
-4.250 -0.5908 0.09596 0.08959 -0.0093 1.0000 0.2639
-4.000 -0.5822 0.09569 0.08935 -0.0074 1.0000 0.2684
-3.750 -0.5724 0.07955 0.07280 -0.0284 1.0000 0.2809
-3.500 -0.5433 0.07397 0.06692 -0.0386 0.9985 0.2982
-3.250 -0.5227 0.07887 0.07205 -0.0328 0.9923 0.3023
-3.000 -0.4914 0.07638 0.06936 -0.0396 0.9875 0.3211
-2.750 -0.4572 0.07663 0.06948 -0.0438 0.9795 0.3396
-2.500 -0.4405 0.07947 0.07247 -0.0398 0.9743 0.3468
-2.250 -0.4083 0.07776 0.07054 -0.0461 0.9660 0.3672
-2.000 -0.3892 0.08159 0.07453 -0.0415 0.9598 0.3745
-1.750 -0.3613 0.07924 0.07195 -0.0477 0.9516 0.3930
-1.500 -0.3438 0.08216 0.07501 -0.0434 0.9437 0.4009
-1.250 -0.3178 0.08172 0.07444 -0.0474 0.9378 0.4199
-1.000 -0.3094 0.08360 0.07646 -0.0418 0.9280 0.4289
-0.750 -0.2710 0.08544 0.07820 -0.0462 0.9228 0.4492
-0.500 -0.2709 0.08479 0.07762 -0.0418 0.9123 0.4571
-0.250 -0.2263 0.08525 0.07790 -0.0493 0.9050 0.4748
0.000 -0.2171 0.08576 0.07845 -0.0467 0.8993 0.4821
0.250 -0.1765 0.08520 0.07766 -0.0547 0.8883 0.4967
0.500 -0.1457 0.08742 0.07992 -0.0554 0.8828 0.5062
0.750 -0.1420 0.08629 0.07879 -0.0536 0.8718 0.5132
1.000 -0.0935 0.08742 0.07972 -0.0618 0.8639 0.5274
1.250 -0.0755 0.08912 0.08146 -0.0608 0.8589 0.5351
1.500 -0.0601 0.08861 0.08091 -0.0613 0.8452 0.5441
1.750 -0.0122 0.09137 0.08357 -0.0673 0.8390 0.5563
2.000 -0.0153 0.09045 0.08270 -0.0643 0.8275 0.5616
2.250 0.0282 0.09261 0.08474 -0.0697 0.8175 0.5745
2.500 0.0451 0.09403 0.08618 -0.0699 0.8106 0.5825
2.750 0.0615 0.09440 0.08658 -0.0694 0.7954 0.5917
3.000 0.1182 0.09941 0.09151 -0.0759 0.7888 0.6067
3.250 0.1077 0.09709 0.08925 -0.0720 0.7706 0.6109
3.500 0.1568 0.10141 0.09349 -0.0775 0.7627 0.6226
3.750 0.1680 0.10070 0.09276 -0.0780 0.7433 0.6285
4.000 0.1773 0.10194 0.09406 -0.0771 0.7313 0.6335
4.250 0.2195 0.10451 0.09661 -0.0804 0.7161 0.6425
4.500 0.2234 0.10510 0.09720 -0.0804 0.6988 0.6480
4.750 0.2799 0.10989 0.10196 -0.0853 0.6883 0.6588
5.000 0.2809 0.10944 0.10156 -0.0838 0.6679 0.6639
5.250 0.2847 0.11078 0.10292 -0.0838 0.6509 0.6694
5.500 0.3434 0.11546 0.10754 -0.0886 0.6388 0.6819
5.750 0.3381 0.11520 0.10734 -0.0868 0.6192 0.6873
6.000 0.3430 0.11751 0.10967 -0.0872 0.6075 0.6946
6.250 0.4087 0.12123 0.11331 -0.0907 0.5901 0.7109
6.500 0.3782 0.12242 0.11459 -0.0892 0.5854 0.7129
6.750 0.4380 0.12548 0.11757 -0.0920 0.5668 0.7313
7.000 0.4274 0.12809 0.12025 -0.0919 0.5658 0.7379
7.250 0.4125 0.12942 0.12162 -0.0916 0.5590 0.7443
7.500 0.4322 0.13162 0.12385 -0.0922 0.5502 0.7587
7.750 0.4753 0.13619 0.12841 -0.0944 0.5450 0.7815
8.000 0.4596 0.13772 0.12998 -0.0944 0.5426 0.7903
8.250 0.4565 0.13895 0.13128 -0.0941 0.5351 0.8037
8.500 0.4752 0.14134 0.13372 -0.0948 0.5295 0.8291
8.750 0.5071 0.14481 0.13733 -0.0951 0.5255 0.8738
9.000 0.4992 0.14572 0.13842 -0.0942 0.5235 0.9335
9.250 0.4969 0.14634 0.13903 -0.0965 0.5151 1.0000
9.500 0.5305 0.15042 0.14295 -0.1018 0.5093 1.0000
9.750 0.5781 0.15692 0.14925 -0.1071 0.5058 1.0000
10.000 0.5638 0.15731 0.14960 -0.1081 0.5019 1.0000
10.250 0.5751 0.15932 0.15150 -0.1099 0.4938 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)