GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.8 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe435-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe435-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 435 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.000 -0.1590 0.18117 0.17322 -0.0353 1.0000 0.2578
-14.750 -0.1814 0.18381 0.17597 -0.0322 1.0000 0.2611
-14.500 -0.2118 0.18748 0.17976 -0.0298 1.0000 0.2626
-14.250 -0.2043 0.18426 0.17660 -0.0273 1.0000 0.2640
-14.000 -0.2028 0.18303 0.17545 -0.0249 1.0000 0.2663
-13.750 -0.2053 0.18257 0.17506 -0.0229 1.0000 0.2695
-13.500 -0.2124 0.18256 0.17512 -0.0212 1.0000 0.2739
-13.250 -0.2379 0.18486 0.17748 -0.0201 1.0000 0.2780
-13.000 -0.2385 0.18289 0.17560 -0.0186 1.0000 0.2797
-12.750 -0.2311 0.18088 0.17365 -0.0169 1.0000 0.2826
-12.500 -0.2225 0.17922 0.17203 -0.0176 0.9980 0.2879
-12.250 -0.2334 0.18020 0.17299 -0.0227 0.9923 0.2944
-12.000 -0.1807 0.17250 0.16527 -0.0281 0.9848 0.2983
-11.750 -0.1531 0.16911 0.16185 -0.0331 0.9775 0.3058
-11.500 -0.1542 0.16804 0.16078 -0.0380 0.9722 0.3115
-11.250 -0.1120 0.16245 0.15516 -0.0416 0.9630 0.3178
-11.000 -0.1219 0.16305 0.15574 -0.0455 0.9574 0.3273
-10.750 -0.0776 0.15646 0.14915 -0.0489 0.9489 0.3331
-10.500 -0.0782 0.15582 0.14848 -0.0515 0.9415 0.3439
-10.250 -0.0333 0.14934 0.14195 -0.0575 0.9364 0.3527
-10.000 -0.0678 0.15202 0.14465 -0.0556 0.9262 0.3633
-9.750 -0.0127 0.14439 0.13695 -0.0608 0.9192 0.3781
-9.500 0.0135 0.14008 0.13253 -0.0659 0.9149 0.3910
-9.250 0.0045 0.14047 0.13295 -0.0629 0.9025 0.4011
-9.000 0.0029 0.13934 0.13176 -0.0648 0.8966 0.4087
-8.750 0.0611 0.13450 0.12680 -0.0713 0.8926 0.4245
-8.500 0.0060 0.13972 0.13211 -0.0628 0.8797 0.4289
-8.250 0.0601 0.13332 0.12564 -0.0681 0.8737 0.4376
-8.000 0.0985 0.13056 0.12277 -0.0734 0.8697 0.4494
-7.750 0.0474 0.13485 0.12718 -0.0636 0.8573 0.4525
-7.500 -0.0197 0.14202 0.13441 -0.0567 0.8518 0.4558
-7.250 0.0705 0.13155 0.12383 -0.0662 0.8473 0.4597
-7.000 0.0662 0.13159 0.12391 -0.0629 0.8405 0.4621
-6.750 0.0487 0.13269 0.12507 -0.0577 0.8332 0.4645
-6.500 -0.3459 0.15531 0.14881 0.0108 1.0000 0.4367
-6.250 -0.3377 0.15454 0.14803 0.0118 1.0000 0.4462
-6.000 -0.3867 0.15761 0.15111 0.0157 1.0000 0.4549
-5.750 -0.3560 0.15351 0.14699 0.0130 0.9963 0.4592
-5.500 -0.3106 0.15161 0.14504 0.0084 0.9894 0.4662
-5.250 -0.3031 0.15061 0.14404 0.0079 0.9837 0.4728
-5.000 -0.3555 0.15401 0.14743 0.0114 0.9788 0.4816
-4.750 -0.3279 0.15150 0.14489 0.0076 0.9728 0.4838
-4.500 -0.3002 0.14828 0.14166 0.0055 0.9622 0.4859
-4.250 -0.2631 0.14747 0.14081 0.0011 0.9549 0.4896
-4.000 -0.2565 0.14568 0.13904 0.0018 0.9439 0.4936
-3.500 -0.3220 0.14782 0.14120 0.0084 0.9306 0.5092
-3.250 -0.2710 0.14457 0.13792 0.0029 0.9177 0.5111
-3.000 -0.2535 0.14284 0.13621 0.0025 0.9079 0.5134
-2.750 -0.2228 0.14182 0.13517 -0.0007 0.8955 0.5171
-2.500 -0.2211 0.14110 0.13446 0.0006 0.8866 0.5211
-2.250 -0.2211 0.14064 0.13400 0.0013 0.8742 0.5291
-2.000 -0.2611 0.14162 0.13498 0.0053 0.8696 0.5367
-1.750 -0.3824 0.11903 0.11189 -0.0126 0.8686 0.4060
-1.500 -0.3866 0.11684 0.10977 -0.0080 0.8538 0.4045
-1.250 -0.3513 0.11698 0.10988 -0.0119 0.8458 0.4012
-1.000 -0.3632 0.11337 0.10627 -0.0106 0.8339 0.3975
-0.750 -0.3301 0.10694 0.09963 -0.0256 0.8241 0.3895
-0.500 -0.2861 0.10052 0.09283 -0.0443 0.8180 0.3861
-0.250 -0.2678 0.09832 0.09057 -0.0475 0.8020 0.3869
0.000 -0.2123 0.10100 0.09318 -0.0548 0.7953 0.3896
0.250 -0.2231 0.09771 0.08988 -0.0533 0.7800 0.3907
0.500 -0.1672 0.09929 0.09133 -0.0614 0.7712 0.3958
0.750 -0.1659 0.09753 0.08948 -0.0628 0.7598 0.3992
1.000 -0.1154 0.09770 0.08942 -0.0716 0.7481 0.4085
1.250 -0.0784 0.10192 0.09374 -0.0732 0.7428 0.4146
1.500 -0.0931 0.09965 0.09151 -0.0703 0.7274 0.4180
1.750 -0.0372 0.10198 0.09367 -0.0778 0.7194 0.4339
2.000 -0.0337 0.10359 0.09539 -0.0762 0.7142 0.4394
2.250 -0.0162 0.10304 0.09470 -0.0790 0.6993 0.4565
2.500 0.0183 0.10665 0.09850 -0.0786 0.6928 0.4694
2.750 0.0226 0.10760 0.09942 -0.0791 0.6878 0.4861
3.000 0.0214 0.10769 0.09964 -0.0761 0.6750 0.4962
3.250 0.0577 0.11099 0.10299 -0.0769 0.6683 0.5207
3.500 0.0660 0.11291 0.10486 -0.0772 0.6635 0.5383
3.750 0.0594 0.11278 0.10484 -0.0736 0.6518 0.5462
4.000 0.0934 0.11596 0.10799 -0.0748 0.6452 0.5669
4.250 0.1012 0.11844 0.11052 -0.0733 0.6410 0.5782
4.500 0.1037 0.11834 0.11037 -0.0735 0.6284 0.5895
4.750 0.1278 0.12128 0.11338 -0.0720 0.6230 0.6016
5.000 0.1339 0.12306 0.11511 -0.0728 0.6178 0.6118
5.250 0.1399 0.12367 0.11575 -0.0717 0.6067 0.6195
5.500 0.1736 0.12740 0.11949 -0.0721 0.6013 0.6337
5.750 0.1672 0.12791 0.11996 -0.0726 0.5940 0.6410
6.000 0.1760 0.12916 0.12130 -0.0702 0.5856 0.6498
6.250 0.2175 0.13371 0.12579 -0.0728 0.5807 0.6662
6.500 0.2008 0.13318 0.12530 -0.0713 0.5723 0.6696
6.750 0.2157 0.13488 0.12705 -0.0701 0.5645 0.6787
7.000 0.2575 0.13966 0.13176 -0.0734 0.5604 0.6921
7.250 0.2422 0.13928 0.13142 -0.0726 0.5534 0.6949
7.500 0.2545 0.14073 0.13291 -0.0718 0.5450 0.7031
7.750 0.2923 0.14504 0.13717 -0.0743 0.5402 0.7168
8.000 0.2922 0.14655 0.13872 -0.0740 0.5367 0.7226
8.250 0.2907 0.14673 0.13894 -0.0736 0.5275 0.7284
8.500 0.3175 0.14965 0.14183 -0.0756 0.5214 0.7388
8.750 0.3536 0.15461 0.14678 -0.0771 0.5180 0.7497
9.000 0.3386 0.15400 0.14619 -0.0771 0.5128 0.7530
9.250 0.3506 0.15550 0.14767 -0.0787 0.5047 0.7606
9.500 0.3725 0.15812 0.15030 -0.0798 0.4998 0.7688
9.750 0.4071 0.16290 0.15505 -0.0822 0.4964 0.7789
10.000 0.4201 0.16603 0.15815 -0.0842 0.4940 0.7853
10.250 0.4085 0.16441 0.15658 -0.0844 0.4856 0.7893
10.500 0.4279 0.16673 0.15889 -0.0861 0.4798 0.7977
10.750 0.4534 0.17009 0.16224 -0.0878 0.4761 0.8080
11.000 0.4873 0.17567 0.16781 -0.0902 0.4737 0.8226
11.250 0.4865 0.17664 0.16881 -0.0908 0.4714 0.8324
11.500 0.4806 0.17543 0.16765 -0.0918 0.4639 0.8425
11.750 0.4959 0.17728 0.16956 -0.0926 0.4585 0.8611
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)