GOE 434 AIRFOIL (goe434-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 434 AIRFOIL (goe434-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.09 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe434-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe434-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1015 0.12499 0.11661 -0.0802 0.9385 0.1311
-11.750 -0.0941 0.12064 0.11223 -0.0836 0.9277 0.1327
-11.500 -0.0945 0.11532 0.10685 -0.0876 0.9181 0.1348
-11.250 -0.0921 0.11059 0.10209 -0.0908 0.9075 0.1366
-11.000 -0.0749 0.10816 0.09963 -0.0925 0.8971 0.1382
-10.750 -0.0634 0.10520 0.09663 -0.0943 0.8869 0.1404
-10.500 -0.0603 0.10117 0.09254 -0.0967 0.8783 0.1431
-10.250 -0.0794 0.09436 0.08566 -0.1004 0.8689 0.1461
-10.000 -0.0735 0.09069 0.08195 -0.1023 0.8618 0.1485
-9.750 -0.0606 0.08926 0.08050 -0.1025 0.8518 0.1509
-9.250 -0.1081 0.07461 0.06570 -0.1100 0.8378 0.1606
-9.000 -0.0923 0.07452 0.06563 -0.1090 0.8280 0.1628
-8.750 -0.2003 0.05846 0.04930 -0.1171 0.8181 0.1732
-8.500 -0.1469 0.06137 0.05231 -0.1150 0.8140 0.1757
-8.250 -0.1482 0.06023 0.05121 -0.1140 0.8048 0.1797
-8.000 -0.2299 0.05080 0.04150 -0.1179 0.7943 0.1879
-7.750 -0.1887 0.05236 0.04319 -0.1162 0.7906 0.1925
-7.500 -0.2345 0.04723 0.03779 -0.1186 0.7799 0.2008
-7.250 -0.2046 0.04876 0.03953 -0.1163 0.7743 0.2055
-7.000 -0.2038 0.04625 0.03685 -0.1180 0.7687 0.2157
-6.750 -0.1686 0.04734 0.03805 -0.1169 0.7655 0.2221
-6.500 -0.1746 0.04591 0.03650 -0.1167 0.7581 0.2314
-6.250 -0.1618 0.04674 0.03742 -0.1143 0.7513 0.2374
-6.000 -0.1478 0.04578 0.03634 -0.1149 0.7460 0.2479
-5.750 -0.1249 0.04501 0.03542 -0.1160 0.7422 0.2593
-5.500 -0.0931 0.04544 0.03587 -0.1156 0.7393 0.2671
-5.250 -0.0993 0.04524 0.03558 -0.1139 0.7307 0.2759
-5.000 -0.0854 0.04569 0.03605 -0.1123 0.7246 0.2829
-4.750 -0.0620 0.04544 0.03568 -0.1128 0.7201 0.2945
-4.500 -0.0328 0.04597 0.03625 -0.1121 0.7168 0.3035
-4.250 -0.0006 0.04516 0.03521 -0.1145 0.7141 0.3194
-4.000 -0.0132 0.04685 0.03705 -0.1093 0.7041 0.3223
-3.750 0.0031 0.04774 0.03802 -0.1071 0.6986 0.3292
-3.500 0.0316 0.04685 0.03690 -0.1093 0.6946 0.3429
-3.250 0.0604 0.04729 0.03741 -0.1080 0.6916 0.3489
-3.000 0.0955 0.04673 0.03671 -0.1094 0.6892 0.3593
-2.750 0.0746 0.04776 0.03765 -0.1068 0.6771 0.3660
-2.500 0.0941 0.04822 0.03819 -0.1050 0.6723 0.3703
-2.250 0.1234 0.04822 0.03817 -0.1049 0.6690 0.3769
-2.000 0.1617 0.04747 0.03720 -0.1076 0.6664 0.3879
-1.750 0.1479 0.04906 0.03878 -0.1046 0.6561 0.3923
-1.500 0.1587 0.04993 0.03973 -0.1027 0.6494 0.3964
-1.250 0.1855 0.05005 0.03984 -0.1024 0.6456 0.4029
-1.000 0.2221 0.04962 0.03925 -0.1042 0.6429 0.4126
-0.750 0.2579 0.04929 0.03885 -0.1053 0.6407 0.4205
-0.500 0.2314 0.05241 0.04208 -0.1016 0.6273 0.4226
-0.250 0.2532 0.05293 0.04263 -0.1009 0.6224 0.4292
0.000 0.2861 0.05288 0.04247 -0.1021 0.6192 0.4398
0.250 0.3190 0.05275 0.04231 -0.1025 0.6168 0.4478
0.750 0.3220 0.05658 0.04627 -0.0996 0.5998 0.4573
1.000 0.3516 0.05677 0.04637 -0.1005 0.5959 0.4650
1.250 0.3870 0.05666 0.04614 -0.1021 0.5932 0.4721
1.500 0.4193 0.05654 0.04606 -0.1020 0.5911 0.4772
2.000 0.4194 0.06092 0.05052 -0.0998 0.5730 0.4855
2.250 0.4522 0.06104 0.05056 -0.1008 0.5700 0.4930
2.500 0.4895 0.06084 0.05029 -0.1019 0.5677 0.5000
2.750 0.4666 0.06468 0.05424 -0.0999 0.5545 0.5020
3.000 0.4917 0.06514 0.05473 -0.0997 0.5500 0.5079
3.250 0.5260 0.06502 0.05458 -0.1001 0.5470 0.5161
3.750 0.5528 0.06728 0.05681 -0.0992 0.5288 0.5287
4.000 0.5956 0.06588 0.05541 -0.0991 0.5254 0.5370
4.250 0.5880 0.06842 0.05798 -0.0977 0.5108 0.5422
4.500 0.6293 0.06724 0.05673 -0.0980 0.5069 0.5534
4.750 0.6223 0.06992 0.05950 -0.0966 0.4938 0.5582
5.000 0.6550 0.06936 0.05895 -0.0963 0.4893 0.5691
5.500 0.6822 0.07157 0.06124 -0.0951 0.4721 0.5866
5.750 0.7189 0.07061 0.06025 -0.0949 0.4689 0.6012
6.000 0.7108 0.07366 0.06342 -0.0938 0.4548 0.6078
6.250 0.7454 0.07265 0.06243 -0.0933 0.4512 0.6239
6.500 0.7398 0.07558 0.06546 -0.0923 0.4373 0.6325
6.750 0.7727 0.07462 0.06452 -0.0917 0.4334 0.6507
7.000 0.7678 0.07751 0.06754 -0.0907 0.4194 0.6604
7.250 0.7991 0.07652 0.06661 -0.0898 0.4154 0.6811
7.750 0.8243 0.07849 0.06874 -0.0879 0.3972 0.7195
8.250 0.8468 0.08070 0.07113 -0.0859 0.3792 0.7683
8.500 0.8764 0.07904 0.06956 -0.0842 0.3767 0.8122
9.000 0.8879 0.08126 0.07193 -0.0816 0.3587 1.0000
9.250 0.8766 0.08628 0.07696 -0.0822 0.3442 1.0000
9.500 0.9098 0.08546 0.07599 -0.0821 0.3414 1.0000
10.000 0.9234 0.09074 0.08118 -0.0825 0.3249 1.0000
10.750 0.9277 0.10157 0.09195 -0.0838 0.3029 1.0000
11.250 0.9416 0.10726 0.09760 -0.0845 0.2919 1.0000
11.500 0.9689 0.10677 0.09703 -0.0838 0.2901 1.0000
12.500 0.9117 0.13377 0.12424 -0.0917 0.2625 1.0000
13.000 0.9469 0.13620 0.12662 -0.0916 0.2579 1.0000
13.500 0.9182 0.15031 0.14085 -0.0974 0.2460 1.0000
13.750 0.9338 0.15184 0.14237 -0.0976 0.2432 1.0000
14.000 0.9581 0.15167 0.14215 -0.0969 0.2411 1.0000
14.500 0.6409 0.15797 0.14988 -0.0747 0.2157 1.0000
14.750 0.6542 0.15892 0.15081 -0.0746 0.2111 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)