GOE 440 AIRFOIL (goe440-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 440 AIRFOIL (goe440-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.52 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe440-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe440-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 440 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.1664 0.19638 0.19159 -0.0306 1.0000 0.0448
-13.250 -0.1714 0.19568 0.19098 -0.0292 1.0000 0.0456
-13.000 -0.1767 0.19505 0.19045 -0.0278 1.0000 0.0464
-12.750 -0.1821 0.19447 0.18995 -0.0265 1.0000 0.0473
-12.500 -0.1876 0.19393 0.18949 -0.0252 1.0000 0.0481
-12.250 -0.1932 0.19348 0.18913 -0.0241 1.0000 0.0490
-12.000 -0.1991 0.19319 0.18893 -0.0231 1.0000 0.0497
-11.750 -0.2053 0.19313 0.18894 -0.0222 1.0000 0.0504
-11.500 -0.2123 0.19338 0.18929 -0.0215 1.0000 0.0508
-11.250 -0.2199 0.19385 0.18984 -0.0208 1.0000 0.0512
-11.000 -0.2282 0.19449 0.19057 -0.0202 1.0000 0.0514
-10.750 -0.2140 0.19454 0.19063 -0.0271 0.9927 0.0518
-10.500 -0.1722 0.18188 0.17792 -0.0316 0.9849 0.0546
-10.250 -0.1483 0.17742 0.17343 -0.0368 0.9764 0.0575
-10.000 -0.1274 0.17392 0.16992 -0.0420 0.9681 0.0603
-9.750 -0.1094 0.17126 0.16725 -0.0472 0.9595 0.0629
-9.500 -0.1004 0.17032 0.16634 -0.0512 0.9494 0.0643
-9.250 -0.0940 0.17039 0.16644 -0.0554 0.9398 0.0649
-9.000 -0.0860 0.17080 0.16688 -0.0609 0.9317 0.0652
-8.750 -0.0479 0.15831 0.15434 -0.0616 0.9222 0.0694
-8.500 -0.0341 0.15528 0.15130 -0.0641 0.9120 0.0724
-8.250 -0.0125 0.15202 0.14802 -0.0694 0.9048 0.0760
-8.000 -0.0110 0.15133 0.14737 -0.0708 0.8928 0.0778
-7.750 -0.0134 0.15161 0.14771 -0.0722 0.8809 0.0788
-7.500 -0.0183 0.15225 0.14840 -0.0733 0.8690 0.0792
-7.250 0.0300 0.14154 0.13761 -0.0780 0.8639 0.0840
-7.000 0.0338 0.13964 0.13573 -0.0780 0.8518 0.0870
-6.750 0.0332 0.13857 0.13469 -0.0778 0.8396 0.0897
-6.500 0.0277 0.13837 0.13454 -0.0773 0.8274 0.0917
-6.250 0.0171 0.13898 0.13521 -0.0764 0.8153 0.0928
-6.000 0.0036 0.13990 0.13619 -0.0751 0.8038 0.0933
-5.750 0.0033 0.14036 0.13668 -0.0791 0.7950 0.0939
-5.500 0.0292 0.13166 0.12795 -0.0751 0.7847 0.0999
-5.250 0.0205 0.13121 0.12754 -0.0730 0.7737 0.1022
-5.000 0.0289 0.12959 0.12592 -0.0763 0.7667 0.1069
-4.750 0.0100 0.13074 0.12715 -0.0738 0.7545 0.1075
-4.500 -0.0059 0.13192 0.12839 -0.0728 0.7434 0.1081
-4.250 0.0223 0.12539 0.12180 -0.0735 0.7384 0.1141
-4.000 0.0005 0.12657 0.12307 -0.0697 0.7273 0.1145
-3.750 -0.0043 0.12606 0.12258 -0.0691 0.7192 0.1183
-3.500 0.0012 0.12627 0.12281 -0.0758 0.7113 0.1230
-3.250 -0.0063 0.12672 0.12332 -0.0774 0.7031 0.1240
-3.000 -0.0033 0.12271 0.11931 -0.0709 0.6973 0.1302
-2.750 -0.0034 0.12285 0.11947 -0.0736 0.6907 0.1363
-2.500 -0.0005 0.12204 0.11870 -0.0765 0.6845 0.1403
-2.250 0.0284 0.11929 0.11590 -0.0833 0.6785 0.1544
-2.000 0.0090 0.12006 0.11676 -0.0792 0.6730 0.1556
-1.500 0.0446 0.11682 0.11348 -0.0866 0.6632 0.1849
-1.250 0.0303 0.11743 0.11416 -0.0830 0.6601 0.1885
-1.000 0.0525 0.11671 0.11341 -0.0887 0.6554 0.2114
-0.750 -0.0154 0.12611 0.12313 -0.0860 0.7045 0.1846
-0.500 0.0222 0.12361 0.12055 -0.0922 0.6915 0.2140
-0.250 0.0528 0.11895 0.11583 -0.0914 0.6680 0.2471
0.000 0.1070 0.11593 0.11264 -0.0977 0.6499 0.3176
2.250 0.5076 0.12480 0.11861 -0.1910 0.6799 0.1240
2.500 0.4989 0.12511 0.11896 -0.1892 0.6712 0.1210
2.750 0.5594 0.12750 0.12060 -0.1947 0.6661 0.1026
3.000 0.5580 0.12852 0.12145 -0.1935 0.6573 0.0997
3.250 0.6103 0.13132 0.12368 -0.1972 0.6515 0.1002
3.500 0.6055 0.13236 0.12460 -0.1955 0.6422 0.1028
3.750 0.6460 0.13511 0.12693 -0.1973 0.6373 0.1118
4.000 0.6422 0.13661 0.12840 -0.1960 0.6301 0.1160
4.250 0.6832 0.13937 0.13145 -0.1995 0.6237 0.1920
4.500 0.6852 0.13962 0.13360 -0.1973 0.6181 1.0000
4.750 0.7057 0.14216 0.13528 -0.1970 0.6096 1.0000
5.000 0.7112 0.14464 0.13741 -0.1966 0.6030 1.0000
5.250 0.7300 0.14729 0.13957 -0.1969 0.5951 1.0000
5.500 0.7452 0.15067 0.14262 -0.1975 0.5911 1.0000
5.750 0.7478 0.15228 0.14407 -0.1969 0.5822 1.0000
6.000 0.7814 0.15680 0.14820 -0.1985 0.5780 1.0000
6.250 0.7688 0.15734 0.14871 -0.1970 0.5687 1.0000
6.500 0.8002 0.16147 0.15243 -0.1982 0.5636 1.0000
6.750 0.7908 0.16233 0.15326 -0.1972 0.5548 1.0000
7.000 0.8162 0.16592 0.15666 -0.1981 0.5496 1.0000
7.250 0.8135 0.16770 0.15841 -0.1978 0.5437 1.0000
7.500 0.8283 0.17023 0.16085 -0.1982 0.5370 1.0000
7.750 0.8598 0.17527 0.16578 -0.1995 0.5336 1.0000
8.000 0.8455 0.17503 0.16555 -0.1987 0.5247 1.0000
8.250 0.8718 0.17893 0.16940 -0.1995 0.5198 1.0000
8.500 0.8667 0.18000 0.17048 -0.1994 0.5124 1.0000
8.750 0.8859 0.18259 0.17306 -0.1995 0.5014 1.0000
9.000 0.9152 0.18326 0.17372 -0.1981 0.4730 1.0000
9.750 1.1829 0.12490 0.11461 -0.1701 0.2859 1.0000
10.000 1.1965 0.12596 0.11572 -0.1697 0.2820 1.0000
10.250 1.2102 0.12717 0.11699 -0.1693 0.2802 1.0000
10.500 1.1847 0.13597 0.12592 -0.1715 0.2716 1.0000
10.750 1.1900 0.13894 0.12898 -0.1718 0.2688 1.0000
11.000 1.1963 0.14183 0.13198 -0.1721 0.2674 1.0000
11.250 1.2017 0.14505 0.13531 -0.1726 0.2666 1.0000
11.500 1.2059 0.14863 0.13901 -0.1732 0.2661 1.0000
11.750 1.2132 0.15150 0.14205 -0.1736 0.2654 1.0000
12.000 0.8440 0.14925 0.14073 -0.1352 0.2462 1.0000
12.250 0.8410 0.15244 0.14402 -0.1358 0.2424 1.0000
12.500 0.8680 0.14948 0.14109 -0.1342 0.2348 1.0000
12.750 0.8567 0.15408 0.14581 -0.1353 0.2301 1.0000
13.000 0.8580 0.15648 0.14832 -0.1357 0.2259 1.0000
13.250 0.8654 0.15797 0.14989 -0.1357 0.2233 1.0000
13.500 0.8722 0.15971 0.15174 -0.1358 0.2221 1.0000
13.750 0.8762 0.16204 0.15418 -0.1360 0.2217 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 440 AIRFOIL (goe440-il)