GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 34.69 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe449-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe449-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 449 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2144 0.11736 0.11256 -0.0654 0.9557 0.1394
-9.250 -0.2154 0.11490 0.11011 -0.0666 0.9495 0.1438
-9.000 -0.2827 0.11331 0.10864 -0.0751 0.9405 0.1479
-8.750 -0.2100 0.10762 0.10286 -0.0729 0.9401 0.1512
-8.500 -0.1993 0.10567 0.10091 -0.0716 0.9339 0.1550
-8.250 -0.2050 0.10320 0.09847 -0.0734 0.9273 0.1610
-8.000 -0.2783 0.10196 0.09735 -0.0756 0.9156 0.1639
-7.750 -0.2351 0.09725 0.09261 -0.0752 0.9128 0.1670
-7.500 -0.2018 0.09435 0.08967 -0.0761 0.9093 0.1715
-7.250 -0.2125 0.09210 0.08744 -0.0763 0.9020 0.1764
-7.000 -0.3302 0.09030 0.08553 -0.0769 0.8836 0.1816
-6.750 -0.2948 0.08623 0.08161 -0.0750 0.8800 0.1835
-6.500 -0.2623 0.08388 0.07928 -0.0742 0.8758 0.1870
-6.250 -0.3747 0.06297 0.05707 -0.0785 0.8615 0.1189
-6.000 -0.3420 0.06132 0.05560 -0.0798 0.8566 0.1215
-5.750 -0.3370 0.05584 0.04957 -0.0792 0.8504 0.1139
-5.500 -0.3342 0.05280 0.04618 -0.0768 0.8417 0.1126
-5.250 -0.3100 0.04873 0.04152 -0.0776 0.8377 0.1112
-5.000 -0.3043 0.04693 0.03938 -0.0747 0.8288 0.1113
-4.750 -0.2805 0.04494 0.03697 -0.0744 0.8226 0.1135
-4.500 -0.2440 0.04291 0.03428 -0.0757 0.8191 0.1175
-4.250 -0.2406 0.04209 0.03331 -0.0722 0.8084 0.1195
-4.000 -0.2073 0.04092 0.03210 -0.0732 0.8038 0.1236
-3.750 -0.1665 0.03984 0.03064 -0.0750 0.8009 0.1315
-3.500 -0.1670 0.03968 0.03042 -0.0710 0.7893 0.1343
-3.250 -0.1296 0.03879 0.02950 -0.0723 0.7853 0.1425
-3.000 -0.1146 0.03858 0.02911 -0.0704 0.7770 0.1496
-2.750 -0.0911 0.03824 0.02882 -0.0699 0.7704 0.1583
-2.500 -0.0535 0.03745 0.02801 -0.0713 0.7671 0.1707
-2.250 -0.0473 0.03790 0.02838 -0.0683 0.7575 0.1785
-2.000 -0.0186 0.03745 0.02800 -0.0684 0.7521 0.1913
-1.750 0.0209 0.03672 0.02731 -0.0699 0.7492 0.2087
-1.500 0.0190 0.03765 0.02816 -0.0660 0.7391 0.2172
-1.250 0.0480 0.03726 0.02788 -0.0661 0.7343 0.2369
-1.000 0.0861 0.03646 0.02731 -0.0673 0.7316 0.2677
-0.750 0.0805 0.03743 0.02839 -0.0630 0.7212 0.2842
-0.500 0.1053 0.03687 0.02825 -0.0625 0.7169 0.3482
-0.250 0.2756 0.03536 0.02884 -0.0868 0.7182 1.0000
0.000 0.3107 0.03506 0.02829 -0.0875 0.7150 1.0000
0.250 0.3516 0.03462 0.02764 -0.0890 0.7131 1.0000
0.500 0.3119 0.03684 0.02983 -0.0802 0.6993 1.0000
0.750 0.3497 0.03654 0.02934 -0.0813 0.6968 1.0000
1.000 0.3901 0.03615 0.02878 -0.0826 0.6949 1.0000
1.250 0.3530 0.03869 0.03129 -0.0747 0.6813 1.0000
1.500 0.3922 0.03836 0.03081 -0.0758 0.6791 1.0000
1.750 0.3644 0.04084 0.03326 -0.0695 0.6666 1.0000
2.000 0.3978 0.04076 0.03306 -0.0699 0.6635 1.0000
2.250 0.4385 0.04034 0.03252 -0.0711 0.6615 1.0000
2.500 0.4093 0.04320 0.03536 -0.0652 0.6487 1.0000
2.750 0.4463 0.04293 0.03499 -0.0659 0.6459 1.0000
3.000 0.4887 0.04237 0.03433 -0.0672 0.6441 1.0000
3.250 0.4590 0.04552 0.03747 -0.0617 0.6308 1.0000
3.500 0.4990 0.04505 0.03692 -0.0626 0.6284 1.0000
3.750 0.5432 0.04429 0.03608 -0.0639 0.6268 1.0000
4.000 0.5144 0.04760 0.03939 -0.0588 0.6129 1.0000
4.250 0.5579 0.04679 0.03852 -0.0598 0.6108 1.0000
4.500 0.5361 0.04991 0.04164 -0.0557 0.5978 1.0000
4.750 0.5764 0.04923 0.04091 -0.0564 0.5951 1.0000
5.000 0.6225 0.04809 0.03971 -0.0575 0.5933 1.0000
5.250 0.5992 0.05147 0.04310 -0.0535 0.5793 1.0000
5.500 0.6438 0.05033 0.04192 -0.0543 0.5772 1.0000
5.750 0.6926 0.04879 0.04035 -0.0554 0.5759 1.0000
6.000 0.6667 0.05257 0.04415 -0.0515 0.5610 1.0000
6.250 0.6525 0.05568 0.04728 -0.0486 0.5481 1.0000
6.500 0.6906 0.05486 0.04644 -0.0488 0.5448 1.0000
6.750 0.6842 0.05749 0.04908 -0.0466 0.5332 1.0000
7.000 0.7156 0.05712 0.04871 -0.0464 0.5286 1.0000
7.250 0.7573 0.05585 0.04744 -0.0467 0.5263 1.0000
7.500 0.7403 0.05951 0.05113 -0.0441 0.5123 1.0000
7.750 0.7818 0.05807 0.04970 -0.0442 0.5096 1.0000
8.000 0.7676 0.06166 0.05331 -0.0420 0.4960 1.0000
8.250 0.8038 0.06068 0.05235 -0.0419 0.4927 1.0000
8.500 0.8161 0.06192 0.05361 -0.0408 0.4849 1.0000
8.750 0.8815 0.05787 0.04959 -0.0416 0.4873 1.0000
9.000 0.9388 0.05441 0.04616 -0.0421 0.4881 1.0000
9.250 0.9993 0.05088 0.04266 -0.0432 0.4885 1.0000
9.500 1.0713 0.04665 0.03847 -0.0453 0.4884 1.0000
9.750 1.1941 0.03936 0.03116 -0.0525 0.4882 1.0000
10.000 1.1431 0.04381 0.03569 -0.0450 0.4737 1.0000
10.250 1.2809 0.03692 0.02872 -0.0550 0.4719 1.0000
10.500 1.1176 0.04885 0.04082 -0.0384 0.4502 1.0000
10.750 1.1385 0.04875 0.04076 -0.0374 0.4421 1.0000
11.000 1.2407 0.04271 0.03471 -0.0421 0.4407 1.0000
11.250 1.1843 0.04838 0.04048 -0.0358 0.4267 1.0000
11.500 1.2905 0.04215 0.03421 -0.0408 0.4235 1.0000
11.750 1.2492 0.04649 0.03865 -0.0354 0.4118 1.0000
12.000 1.3399 0.04178 0.03387 -0.0396 0.4059 1.0000
12.250 1.2970 0.04611 0.03833 -0.0341 0.3950 1.0000
12.500 1.3969 0.04108 0.03313 -0.0393 0.3871 1.0000
12.750 1.3406 0.04601 0.03827 -0.0325 0.3768 1.0000
13.000 1.3791 0.04488 0.03709 -0.0329 0.3675 1.0000
13.250 1.3940 0.04537 0.03759 -0.0317 0.3574 1.0000
13.500 1.3833 0.04776 0.04007 -0.0290 0.3479 1.0000
13.750 1.4390 0.04567 0.03781 -0.0306 0.3374 1.0000
14.000 1.4063 0.04950 0.04184 -0.0265 0.3282 1.0000
14.250 1.4286 0.04967 0.04196 -0.0259 0.3180 1.0000
14.500 1.4592 0.04925 0.04141 -0.0258 0.3068 1.0000
14.750 1.4293 0.05323 0.04559 -0.0225 0.2985 1.0000
15.000 1.4619 0.05266 0.04488 -0.0225 0.2877 1.0000
15.250 1.4408 0.05616 0.04855 -0.0200 0.2795 1.0000
15.500 1.4591 0.05680 0.04913 -0.0194 0.2703 1.0000
15.750 1.4506 0.05956 0.05199 -0.0177 0.2626 1.0000
16.000 1.4672 0.06044 0.05285 -0.0172 0.2546 1.0000
16.250 1.4473 0.06439 0.05697 -0.0155 0.2483 1.0000
16.500 1.4861 0.06346 0.05590 -0.0157 0.2403 1.0000
16.750 1.4453 0.06943 0.06217 -0.0138 0.2357 1.0000
17.000 1.4786 0.06870 0.06135 -0.0137 0.2282 1.0000
17.250 1.4630 0.07271 0.06552 -0.0128 0.2233 1.0000
17.500 1.4150 0.08031 0.07342 -0.0121 0.2194 1.0000
17.750 1.4880 0.07507 0.06787 -0.0119 0.2101 1.0000
18.000 1.4292 0.08394 0.07712 -0.0115 0.2078 1.0000
18.250 0.9282 0.17666 0.17010 -0.0455 0.1934 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)