GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.92 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe435-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe435-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.0748 0.11803 0.10923 -0.0895 0.9141 0.1721
-12.000 -0.0889 0.11367 0.10482 -0.0917 0.9045 0.1838
-11.750 -0.0553 0.11369 0.10483 -0.0918 0.8961 0.1873
-11.250 -0.0375 0.10991 0.10095 -0.0935 0.8789 0.2021
-11.000 -0.0172 0.10879 0.09976 -0.0939 0.8715 0.2078
-10.750 -0.0261 0.10571 0.09660 -0.0953 0.8637 0.2158
-10.500 0.0036 0.10602 0.09692 -0.0943 0.8544 0.2205
-10.250 0.0051 0.10391 0.09473 -0.0952 0.8476 0.2289
-10.000 0.0260 0.10353 0.09434 -0.0945 0.8391 0.2346
-9.750 0.0411 0.10282 0.09361 -0.0941 0.8302 0.2417
-9.500 0.0411 0.10067 0.09141 -0.0947 0.8235 0.2482
-9.250 0.0713 0.10081 0.09154 -0.0935 0.8155 0.2546
-9.000 0.0743 0.09907 0.08977 -0.0938 0.8071 0.2582
-8.750 0.0753 0.09666 0.08729 -0.0945 0.8005 0.2600
-8.500 0.0782 0.09399 0.08453 -0.0952 0.7952 0.2608
-8.250 0.0759 0.09185 0.08239 -0.0957 0.7857 0.2614
-8.000 0.0766 0.08930 0.07979 -0.0963 0.7782 0.2618
-7.750 0.0812 0.08666 0.07707 -0.0969 0.7723 0.2618
-7.500 0.0849 0.08446 0.07484 -0.0973 0.7649 0.2616
-7.250 0.0859 0.08234 0.07272 -0.0974 0.7561 0.2613
-7.000 0.0877 0.07973 0.07006 -0.0978 0.7496 0.2611
-6.750 0.0882 0.07667 0.06692 -0.0985 0.7446 0.2611
-6.500 0.0744 0.07412 0.06441 -0.0984 0.7355 0.2612
-6.250 0.0416 0.06964 0.05990 -0.0986 0.7272 0.2620
-6.000 0.0250 0.06605 0.05627 -0.0984 0.7214 0.2633
-5.750 0.0280 0.06373 0.05389 -0.0983 0.7172 0.2645
-5.500 -0.0229 0.06114 0.05136 -0.0955 0.7041 0.2660
-5.250 -0.0571 0.05606 0.04611 -0.0970 0.6969 0.2684
-5.000 -0.0606 0.05222 0.04205 -0.0990 0.6926 0.2707
-4.750 -0.0908 0.05117 0.04092 -0.0962 0.6809 0.2722
-4.500 -0.0873 0.04965 0.03924 -0.0964 0.6744 0.2743
-4.250 -0.0675 0.04791 0.03728 -0.0980 0.6703 0.2768
-4.000 -0.0382 0.04672 0.03597 -0.0995 0.6674 0.2792
-3.750 -0.0564 0.04800 0.03731 -0.0953 0.6557 0.2800
-3.500 -0.0386 0.04802 0.03736 -0.0946 0.6502 0.2819
-3.250 -0.0114 0.04767 0.03699 -0.0949 0.6467 0.2844
-3.000 0.0206 0.04706 0.03633 -0.0960 0.6441 0.2878
-2.750 -0.0068 0.04890 0.03821 -0.0916 0.6317 0.2893
-2.500 0.0178 0.04850 0.03771 -0.0924 0.6272 0.2941
-2.250 0.0477 0.04841 0.03770 -0.0925 0.6240 0.2978
-2.000 0.0828 0.04806 0.03738 -0.0933 0.6217 0.3033
-1.750 0.0566 0.05066 0.04004 -0.0899 0.6085 0.3055
-1.500 0.0864 0.05042 0.03979 -0.0906 0.6047 0.3127
-1.250 0.1198 0.05017 0.03958 -0.0909 0.6019 0.3200
-1.000 0.1140 0.05218 0.04159 -0.0899 0.5908 0.3270
-0.750 0.1385 0.05249 0.04198 -0.0895 0.5856 0.3348
-0.500 0.1743 0.05198 0.04142 -0.0903 0.5824 0.3487
-0.250 0.1765 0.05383 0.04330 -0.0893 0.5725 0.3575
0.000 0.1988 0.05433 0.04378 -0.0893 0.5662 0.3702
0.250 0.2341 0.05394 0.04328 -0.0901 0.5627 0.3867
0.500 0.2706 0.05339 0.04268 -0.0902 0.5602 0.4010
1.000 0.2866 0.05654 0.04590 -0.0883 0.5427 0.4182
1.250 0.3243 0.05594 0.04517 -0.0891 0.5400 0.4325
1.750 0.3379 0.05931 0.04866 -0.0868 0.5220 0.4466
2.000 0.3744 0.05872 0.04797 -0.0873 0.5191 0.4582
2.500 0.3857 0.06237 0.05175 -0.0850 0.5005 0.4709
2.750 0.4215 0.06183 0.05112 -0.0855 0.4975 0.4838
3.000 0.4532 0.06115 0.05051 -0.0841 0.4954 0.4931
3.500 0.4648 0.06534 0.05468 -0.0835 0.4753 0.5072
3.750 0.4507 0.06931 0.05873 -0.0828 0.4612 0.5104
4.000 0.4724 0.06960 0.05909 -0.0816 0.4563 0.5173
4.250 0.5036 0.06916 0.05863 -0.0813 0.4534 0.5266
4.500 0.5411 0.06830 0.05768 -0.0817 0.4514 0.5367
4.750 0.5145 0.07374 0.06324 -0.0810 0.4348 0.5382
5.000 0.5431 0.07330 0.06284 -0.0800 0.4322 0.5466
5.500 0.5514 0.07849 0.06804 -0.0800 0.4144 0.5585
5.750 0.5822 0.07791 0.06746 -0.0795 0.4122 0.5665
6.000 0.5568 0.08388 0.07353 -0.0796 0.3981 0.5682
6.250 0.5839 0.08378 0.07342 -0.0791 0.3953 0.5761
6.750 0.5896 0.08988 0.07953 -0.0800 0.3796 0.5859
7.000 0.6175 0.08976 0.07939 -0.0798 0.3772 0.5915
7.250 0.5921 0.09627 0.08600 -0.0804 0.3654 0.5930
7.500 0.6149 0.09678 0.08651 -0.0803 0.3621 0.5980
7.750 0.6429 0.09674 0.08643 -0.0802 0.3598 0.6037
8.000 0.6141 0.10410 0.09390 -0.0815 0.3485 0.6053
8.250 0.6360 0.10504 0.09479 -0.0818 0.3452 0.6116
8.500 0.6620 0.10517 0.09492 -0.0817 0.3430 0.6180
8.750 0.6339 0.11261 0.10247 -0.0831 0.3328 0.6196
9.000 0.6478 0.11437 0.10428 -0.0832 0.3291 0.6258
9.250 0.6703 0.11511 0.10500 -0.0832 0.3267 0.6341
9.500 0.6969 0.11529 0.10517 -0.0832 0.3249 0.6432
9.750 0.6603 0.12421 0.11423 -0.0855 0.3144 0.6441
10.000 0.6742 0.12601 0.11609 -0.0856 0.3113 0.6518
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)