GOE 439 AIRFOIL (goe439-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 439 AIRFOIL (goe439-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.7 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe439-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe439-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 439 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2985 0.10429 0.09779 -0.0276 1.0000 0.1368
-7.750 -0.3025 0.10276 0.09638 -0.0274 1.0000 0.1410
-7.500 -0.3181 0.10284 0.09666 -0.0271 1.0000 0.1431
-7.250 -0.3334 0.10334 0.09734 -0.0296 1.0000 0.1440
-7.000 -0.3091 0.09588 0.08986 -0.0243 1.0000 0.1506
-6.750 -0.3155 0.09443 0.08854 -0.0241 1.0000 0.1553
-6.500 -0.3299 0.09473 0.08900 -0.0268 1.0000 0.1578
-6.250 -0.3218 0.08983 0.08417 -0.0224 1.0000 0.1625
-6.000 -0.3246 0.08793 0.08233 -0.0212 1.0000 0.1681
-5.750 -0.3364 0.08851 0.08302 -0.0265 1.0000 0.1725
-5.250 -0.3359 0.08347 0.07807 -0.0245 1.0000 0.1867
-5.000 -0.3354 0.07947 0.07419 -0.0181 1.0000 0.1932
-4.500 -0.3287 0.07574 0.07048 -0.0228 1.0000 0.2160
-4.250 -0.3283 0.07245 0.06728 -0.0179 1.0000 0.2249
-4.000 -0.3226 0.06990 0.06476 -0.0180 1.0000 0.2368
-3.750 -0.3153 0.06735 0.06223 -0.0182 1.0000 0.2523
-3.500 -0.3041 0.06493 0.05978 -0.0203 1.0000 0.2751
-3.250 -0.2940 0.06268 0.05752 -0.0206 1.0000 0.3029
-3.000 -0.2905 0.05985 0.05478 -0.0171 1.0000 0.3227
-2.750 -0.2849 0.05761 0.05256 -0.0151 1.0000 0.3634
-2.500 -0.2860 0.05547 0.05054 -0.0099 1.0000 0.4096
-1.500 -0.0337 0.04015 0.03240 -0.0584 0.9921 0.1854
-1.250 0.0277 0.03697 0.02843 -0.0649 0.9813 0.1653
-1.000 0.0852 0.03519 0.02581 -0.0704 0.9694 0.1718
-0.750 0.1360 0.03355 0.02377 -0.0748 0.9567 0.1813
-0.500 0.1842 0.03254 0.02231 -0.0786 0.9431 0.2021
-0.250 0.2336 0.03160 0.02113 -0.0824 0.9294 0.2365
0.000 0.2824 0.03061 0.02017 -0.0859 0.9159 0.2995
0.250 0.3290 0.02781 0.01939 -0.0888 0.9032 1.0000
0.500 0.3750 0.02840 0.01907 -0.0918 0.8877 1.0000
0.750 0.4182 0.02889 0.01916 -0.0946 0.8723 1.0000
1.000 0.4615 0.02931 0.01929 -0.0973 0.8572 1.0000
1.250 0.4950 0.02981 0.01958 -0.0984 0.8408 1.0000
1.500 0.5299 0.03027 0.01988 -0.0997 0.8249 1.0000
1.750 0.5663 0.03066 0.02014 -0.1010 0.8098 1.0000
2.000 0.6026 0.03100 0.02039 -0.1022 0.7949 1.0000
2.250 0.6363 0.03135 0.02067 -0.1028 0.7803 1.0000
2.500 0.6689 0.03170 0.02097 -0.1032 0.7658 1.0000
2.750 0.7001 0.03208 0.02131 -0.1033 0.7514 1.0000
3.000 0.7302 0.03247 0.02171 -0.1033 0.7372 1.0000
3.250 0.7593 0.03290 0.02214 -0.1030 0.7233 1.0000
3.500 0.7877 0.03334 0.02259 -0.1026 0.7096 1.0000
3.750 0.8161 0.03377 0.02304 -0.1021 0.6962 1.0000
4.000 0.8467 0.03405 0.02340 -0.1018 0.6837 1.0000
4.250 0.8767 0.03434 0.02374 -0.1013 0.6712 1.0000
4.500 0.8976 0.03523 0.02470 -0.1003 0.6576 1.0000
4.750 0.9176 0.03622 0.02577 -0.0992 0.6441 1.0000
5.000 0.9361 0.03736 0.02706 -0.0980 0.6309 1.0000
5.250 0.9531 0.03868 0.02848 -0.0969 0.6181 1.0000
5.500 0.9694 0.04010 0.03001 -0.0957 0.6058 1.0000
5.750 0.9874 0.04145 0.03149 -0.0947 0.5943 1.0000
6.000 1.0278 0.04102 0.03127 -0.0946 0.5856 1.0000
6.250 1.0324 0.04353 0.03392 -0.0931 0.5732 1.0000
6.500 1.0307 0.04669 0.03720 -0.0914 0.5613 1.0000
6.750 1.0307 0.04981 0.04043 -0.0900 0.5503 1.0000
7.000 1.0808 0.04865 0.03955 -0.0900 0.5430 1.0000
7.250 1.0462 0.05497 0.04588 -0.0879 0.5313 1.0000
7.500 0.9985 0.06258 0.05338 -0.0863 0.5215 1.0000
7.750 1.0730 0.05933 0.05066 -0.0861 0.5142 1.0000
8.000 0.9784 0.07167 0.06256 -0.0856 0.5067 1.0000
8.250 1.0069 0.07285 0.06400 -0.0851 0.4989 1.0000
8.500 0.9683 0.08014 0.07120 -0.0856 0.4947 1.0000
8.750 0.9734 0.08360 0.07479 -0.0856 0.4885 1.0000
9.000 0.9705 0.08779 0.07908 -0.0857 0.4829 1.0000
9.250 0.9548 0.09314 0.08447 -0.0865 0.4802 1.0000
9.500 1.0373 0.08487 0.07688 -0.0795 0.4332 1.0000
9.750 1.2184 0.04245 0.03283 -0.0481 0.1262 1.0000
10.000 1.2090 0.04588 0.03614 -0.0460 0.1148 1.0000
10.250 1.2037 0.04914 0.03937 -0.0444 0.1064 1.0000
10.500 1.1994 0.05244 0.04255 -0.0428 0.0994 1.0000
10.750 1.2031 0.05516 0.04541 -0.0413 0.0920 1.0000
11.000 1.2274 0.05674 0.04695 -0.0385 0.0853 1.0000
11.250 1.2899 0.05818 0.04856 -0.0365 0.0782 1.0000
11.500 1.3327 0.06230 0.05291 -0.0366 0.0734 1.0000
11.750 1.3390 0.06594 0.05698 -0.0351 0.0725 1.0000
12.000 1.3417 0.07004 0.06147 -0.0337 0.0725 1.0000
12.250 1.3373 0.07431 0.06610 -0.0324 0.0727 1.0000
12.500 1.3283 0.07878 0.07089 -0.0315 0.0731 1.0000
12.750 1.3156 0.08355 0.07594 -0.0311 0.0736 1.0000
13.000 1.3012 0.08868 0.08132 -0.0312 0.0741 1.0000
13.250 1.2859 0.09422 0.08707 -0.0320 0.0746 1.0000
13.500 1.2737 0.10022 0.09326 -0.0331 0.0751 1.0000
13.750 1.2411 0.10613 0.09946 -0.0364 0.0758 1.0000
14.000 1.1930 0.11503 0.10862 -0.0433 0.0769 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 439 AIRFOIL (goe439-il)