GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.21 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe449-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe449-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3659 0.13790 0.13181 -0.0159 1.0000 0.2462
-8.750 -0.3895 0.13766 0.13166 -0.0149 1.0000 0.2532
-8.500 -0.4165 0.13674 0.13086 -0.0141 1.0000 0.2560
-8.250 -0.3868 0.13225 0.12634 -0.0120 1.0000 0.2622
-8.000 -0.3994 0.13110 0.12526 -0.0105 1.0000 0.2704
-7.750 -0.4563 0.13255 0.12687 -0.0092 1.0000 0.2741
-7.500 -0.4066 0.12670 0.12097 -0.0073 1.0000 0.2831
-7.250 -0.4355 0.12629 0.12066 -0.0056 1.0000 0.2915
-7.000 -0.4358 0.12336 0.11778 -0.0039 1.0000 0.2975
-6.750 -0.4368 0.12161 0.11608 -0.0019 1.0000 0.3076
-6.500 -0.5018 0.12243 0.11706 0.0015 1.0000 0.3124
-6.250 -0.4524 0.11763 0.11221 0.0021 1.0000 0.3232
-6.000 -0.5105 0.11789 0.11262 0.0062 1.0000 0.3311
-5.750 -0.4767 0.11395 0.10867 0.0069 1.0000 0.3410
-5.500 -0.5387 0.11393 0.10879 0.0114 1.0000 0.3505
-5.250 -0.5047 0.11036 0.10521 0.0126 1.0000 0.3609
-5.000 -0.5485 0.10883 0.10379 0.0161 1.0000 0.3725
-4.750 -0.5729 0.10743 0.10244 0.0183 1.0000 0.3891
-4.500 -0.5415 0.10457 0.09959 0.0215 1.0000 0.4014
-4.250 -0.5476 0.10256 0.09762 0.0246 1.0000 0.4200
-4.000 -0.5555 0.10068 0.09580 0.0280 1.0000 0.4411
-3.750 -0.5734 0.09876 0.09394 0.0319 1.0000 0.4675
-3.500 -0.5502 0.06789 0.06087 -0.0184 1.0000 0.1970
-3.250 -0.5366 0.06472 0.05751 -0.0184 1.0000 0.1925
-3.000 -0.5194 0.06050 0.05266 -0.0196 1.0000 0.1857
-2.750 -0.5039 0.05844 0.05030 -0.0194 1.0000 0.1868
-2.500 -0.4877 0.05663 0.04818 -0.0191 1.0000 0.1886
-2.250 -0.4707 0.05500 0.04620 -0.0187 1.0000 0.1905
-2.000 -0.4529 0.05359 0.04441 -0.0183 1.0000 0.1935
-1.750 -0.4309 0.05268 0.04291 -0.0184 0.9988 0.1989
-1.500 -0.4022 0.05259 0.04281 -0.0199 0.9940 0.2062
-1.250 -0.3767 0.05244 0.04228 -0.0205 0.9898 0.2155
-1.000 -0.3479 0.05267 0.04244 -0.0218 0.9840 0.2258
-0.750 -0.3217 0.05302 0.04249 -0.0226 0.9797 0.2384
-0.500 -0.2942 0.05338 0.04274 -0.0236 0.9721 0.2531
-0.250 -0.2645 0.05432 0.04363 -0.0250 0.9678 0.2705
0.000 -0.2431 0.05417 0.04349 -0.0252 0.9602 0.2878
0.250 -0.2070 0.05569 0.04498 -0.0275 0.9548 0.3158
0.500 -0.1864 0.05556 0.04498 -0.0276 0.9481 0.3435
0.750 -0.1536 0.05652 0.04630 -0.0295 0.9415 0.3989
1.000 -0.0791 0.05741 0.04928 -0.0385 0.9386 1.0000
1.250 -0.0668 0.05742 0.04895 -0.0374 0.9287 1.0000
1.500 -0.0317 0.06048 0.05157 -0.0401 0.9223 1.0000
1.750 -0.0235 0.06028 0.05120 -0.0384 0.9123 1.0000
2.000 0.0132 0.06361 0.05421 -0.0414 0.9056 1.0000
2.250 0.0181 0.06322 0.05368 -0.0393 0.8953 1.0000
2.500 0.0544 0.06655 0.05677 -0.0423 0.8885 1.0000
2.750 0.0581 0.06623 0.05635 -0.0400 0.8781 1.0000
3.000 0.0949 0.06966 0.05956 -0.0430 0.8711 1.0000
3.250 0.0968 0.06934 0.05917 -0.0406 0.8606 1.0000
3.500 0.1346 0.07296 0.06261 -0.0438 0.8534 1.0000
3.750 0.1353 0.07259 0.06218 -0.0413 0.8422 1.0000
4.000 0.1728 0.07636 0.06579 -0.0443 0.8355 1.0000
4.250 0.1727 0.07596 0.06536 -0.0418 0.8237 1.0000
4.500 0.2030 0.07917 0.06844 -0.0439 0.8171 1.0000
4.750 0.2098 0.07953 0.06877 -0.0425 0.8049 1.0000
5.000 0.2304 0.08195 0.07111 -0.0432 0.7980 1.0000
5.250 0.2476 0.08337 0.07248 -0.0432 0.7857 1.0000
5.500 0.2580 0.08501 0.07407 -0.0427 0.7777 1.0000
5.750 0.2859 0.08753 0.07654 -0.0442 0.7667 1.0000
6.000 0.2883 0.08852 0.07750 -0.0427 0.7571 1.0000
6.250 0.3249 0.09213 0.08106 -0.0453 0.7479 1.0000
6.500 0.3201 0.09239 0.08132 -0.0430 0.7371 1.0000
6.750 0.3566 0.09645 0.08532 -0.0457 0.7296 1.0000
7.000 0.3519 0.09653 0.08543 -0.0434 0.7176 1.0000
7.250 0.3761 0.09982 0.08868 -0.0448 0.7112 1.0000
7.500 0.3814 0.10083 0.08970 -0.0438 0.6993 1.0000
7.750 0.3963 0.10347 0.09233 -0.0442 0.6924 1.0000
8.000 0.4127 0.10539 0.09427 -0.0444 0.6806 1.0000
8.250 0.4191 0.10755 0.09644 -0.0441 0.6739 1.0000
8.500 0.4391 0.10991 0.09880 -0.0447 0.6632 1.0000
8.750 0.4419 0.11172 0.10063 -0.0440 0.6548 1.0000
9.000 0.4686 0.11480 0.10373 -0.0453 0.6452 1.0000
9.250 0.4656 0.11622 0.10517 -0.0443 0.6370 1.0000
9.500 0.4961 0.11974 0.10871 -0.0459 0.6276 1.0000
9.750 0.4898 0.12072 0.10971 -0.0446 0.6176 1.0000
10.000 0.5283 0.12541 0.11444 -0.0469 0.6098 1.0000
10.250 0.5154 0.12546 0.11451 -0.0451 0.5984 1.0000
10.500 0.5347 0.12879 0.11788 -0.0459 0.5910 1.0000
10.750 0.5458 0.13063 0.11975 -0.0459 0.5786 1.0000
11.000 0.5478 0.13261 0.12177 -0.0457 0.5688 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)