GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.09 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe449-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe449-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2257 0.11498 0.10775 -0.0732 0.9483 0.0901
-9.750 -0.2225 0.11102 0.10378 -0.0760 0.9437 0.0899
-9.500 -0.2192 0.10684 0.09959 -0.0793 0.9395 0.0901
-9.250 -0.2265 0.10346 0.09626 -0.0799 0.9320 0.0898
-9.000 -0.2283 0.09887 0.09167 -0.0832 0.9268 0.0892
-8.750 -0.2392 0.09442 0.08723 -0.0853 0.9198 0.0884
-8.500 -0.2588 0.08907 0.08191 -0.0882 0.9115 0.0875
-8.250 -0.3074 0.08207 0.07486 -0.0904 0.9008 0.0859
-8.000 -0.3438 0.07458 0.06712 -0.0922 0.8916 0.0850
-7.750 -0.3615 0.07113 0.06352 -0.0900 0.8822 0.0851
-7.500 -0.3564 0.06831 0.06056 -0.0898 0.8757 0.0861
-7.250 -0.3530 0.06552 0.05760 -0.0892 0.8694 0.0873
-7.000 -0.3577 0.06302 0.05492 -0.0869 0.8609 0.0885
-6.750 -0.3482 0.05951 0.05105 -0.0872 0.8558 0.0904
-6.500 -0.3524 0.05705 0.04827 -0.0843 0.8474 0.0915
-6.250 -0.3435 0.05394 0.04469 -0.0833 0.8411 0.0929
-6.000 -0.3247 0.05053 0.04058 -0.0836 0.8370 0.0951
-5.750 -0.3207 0.04972 0.03973 -0.0805 0.8282 0.0968
-5.500 -0.2978 0.04856 0.03847 -0.0803 0.8228 0.0997
-5.250 -0.2689 0.04676 0.03630 -0.0811 0.8191 0.1039
-5.000 -0.2647 0.04571 0.03489 -0.0778 0.8097 0.1064
-4.750 -0.2392 0.04455 0.03358 -0.0778 0.8047 0.1103
-4.500 -0.2065 0.04347 0.03233 -0.0788 0.8012 0.1162
-4.250 -0.2003 0.04301 0.03159 -0.0757 0.7914 0.1203
-4.000 -0.1726 0.04221 0.03076 -0.0759 0.7865 0.1262
-3.750 -0.1380 0.04128 0.02957 -0.0769 0.7833 0.1348
-3.500 -0.1326 0.04126 0.02954 -0.0737 0.7730 0.1394
-3.250 -0.1027 0.04065 0.02884 -0.0741 0.7683 0.1486
-3.000 -0.0670 0.03991 0.02805 -0.0752 0.7653 0.1593
-2.750 -0.0631 0.04021 0.02826 -0.0719 0.7545 0.1661
-2.500 -0.0315 0.03970 0.02774 -0.0724 0.7502 0.1781
-2.250 -0.0049 0.03944 0.02742 -0.0723 0.7449 0.1911
-2.000 0.0098 0.03961 0.02753 -0.0707 0.7362 0.2031
-1.750 0.0413 0.03919 0.02712 -0.0712 0.7322 0.2217
-1.500 0.0589 0.03925 0.02722 -0.0699 0.7255 0.2394
-1.250 0.0757 0.03930 0.02735 -0.0685 0.7180 0.2627
-1.000 0.1055 0.03877 0.02700 -0.0688 0.7143 0.3034
-0.750 0.1163 0.03891 0.02743 -0.0667 0.7066 0.3496
-0.500 0.1316 0.03866 0.02770 -0.0650 0.7002 0.4495
-0.250 0.2025 0.03773 0.02834 -0.0707 0.6980 0.8989
0.250 0.2754 0.03914 0.02923 -0.0759 0.6855 1.0000
0.500 0.2974 0.03936 0.02921 -0.0750 0.6806 1.0000
0.750 0.3273 0.03932 0.02893 -0.0751 0.6776 1.0000
1.000 0.3170 0.04078 0.03029 -0.0706 0.6663 1.0000
1.250 0.3433 0.04092 0.03024 -0.0703 0.6623 1.0000
1.750 0.3629 0.04264 0.03169 -0.0661 0.6479 1.0000
2.000 0.3915 0.04274 0.03163 -0.0661 0.6445 1.0000
2.250 0.3897 0.04425 0.03306 -0.0630 0.6352 1.0000
2.500 0.4107 0.04473 0.03341 -0.0622 0.6300 1.0000
2.750 0.4409 0.04476 0.03331 -0.0623 0.6269 1.0000
3.000 0.4355 0.04660 0.03510 -0.0592 0.6166 1.0000
3.250 0.4601 0.04694 0.03534 -0.0588 0.6122 1.0000
3.500 0.4917 0.04690 0.03519 -0.0590 0.6094 1.0000
3.750 0.4834 0.04905 0.03731 -0.0558 0.5982 1.0000
4.000 0.5110 0.04923 0.03741 -0.0557 0.5944 1.0000
4.500 0.5328 0.05154 0.03963 -0.0528 0.5798 1.0000
4.750 0.5635 0.05151 0.03954 -0.0528 0.5765 1.0000
5.000 0.5590 0.05369 0.04171 -0.0504 0.5657 1.0000
5.250 0.5844 0.05397 0.04195 -0.0500 0.5611 1.0000
5.500 0.6175 0.05372 0.04164 -0.0502 0.5583 1.0000
5.750 0.6078 0.05636 0.04430 -0.0476 0.5459 1.0000
6.000 0.6379 0.05628 0.04419 -0.0475 0.5423 1.0000
6.500 0.6593 0.05884 0.04674 -0.0450 0.5262 1.0000
6.750 0.6927 0.05840 0.04629 -0.0450 0.5232 1.0000
7.000 0.6817 0.06140 0.04932 -0.0427 0.5101 1.0000
7.250 0.7125 0.06113 0.04905 -0.0425 0.5065 1.0000
7.750 0.7327 0.06390 0.05185 -0.0403 0.4896 1.0000
8.000 0.7656 0.06335 0.05131 -0.0401 0.4869 1.0000
8.250 0.7514 0.06694 0.05496 -0.0382 0.4728 1.0000
8.500 0.7832 0.06640 0.05444 -0.0379 0.4697 1.0000
8.750 0.7699 0.07009 0.05817 -0.0363 0.4560 1.0000
9.000 0.7999 0.06968 0.05781 -0.0359 0.4526 1.0000
9.250 0.7878 0.07339 0.06157 -0.0346 0.4394 1.0000
9.500 0.8165 0.07304 0.06126 -0.0341 0.4357 1.0000
10.000 0.8326 0.07654 0.06486 -0.0325 0.4189 1.0000
10.500 0.8479 0.08026 0.06870 -0.0311 0.4024 1.0000
11.000 0.8636 0.08394 0.07249 -0.0299 0.3859 1.0000
11.500 0.8801 0.08750 0.07618 -0.0287 0.3696 1.0000
12.000 0.8982 0.09075 0.07955 -0.0276 0.3532 1.0000
12.500 0.9152 0.09414 0.08309 -0.0267 0.3370 1.0000
13.000 0.9290 0.09811 0.08719 -0.0260 0.3208 1.0000
13.500 0.9394 0.10276 0.09198 -0.0258 0.3048 1.0000
14.000 0.9458 0.10818 0.09756 -0.0259 0.2888 1.0000
14.250 0.9732 0.10703 0.09647 -0.0249 0.2860 1.0000
14.750 0.9374 0.11975 0.10934 -0.0277 0.2635 1.0000
15.000 0.9480 0.12140 0.11107 -0.0277 0.2574 1.0000
15.250 0.9728 0.12056 0.11032 -0.0268 0.2545 1.0000
15.750 0.9623 0.12968 0.11958 -0.0291 0.2391 1.0000
16.250 0.9505 0.13929 0.12931 -0.0321 0.2246 1.0000
17.250 0.9774 0.14927 0.13958 -0.0347 0.2055 1.0000
17.750 0.9584 0.16074 0.15115 -0.0396 0.1923 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)