GOE 450 AIRFOIL (goe450-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 450 AIRFOIL (goe450-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.64 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe450-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe450-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 450 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3162 0.11831 0.11126 -0.0346 1.0000 0.1445
-9.000 -0.3304 0.11860 0.11169 -0.0346 1.0000 0.1473
-8.750 -0.3512 0.11958 0.11285 -0.0338 1.0000 0.1480
-8.500 -0.3190 0.11130 0.10450 -0.0320 1.0000 0.1555
-8.250 -0.3270 0.11011 0.10341 -0.0307 1.0000 0.1601
-8.000 -0.3477 0.11056 0.10402 -0.0288 1.0000 0.1623
-7.750 -0.3724 0.11136 0.10499 -0.0271 1.0000 0.1632
-7.500 -0.3454 0.10441 0.09800 -0.0249 1.0000 0.1699
-7.250 -0.3571 0.10330 0.09701 -0.0225 1.0000 0.1743
-7.000 -0.3764 0.10330 0.09715 -0.0221 1.0000 0.1777
-6.750 -0.3839 0.10113 0.09509 -0.0217 1.0000 0.1801
-6.500 -0.3758 0.09743 0.09141 -0.0180 1.0000 0.1873
-6.250 -0.3891 0.09696 0.09104 -0.0199 1.0000 0.1932
-5.750 -0.3902 0.09187 0.08607 -0.0178 1.0000 0.2079
-5.250 -0.3895 0.08743 0.08170 -0.0204 1.0000 0.2253
-5.000 -0.3862 0.08393 0.07826 -0.0149 1.0000 0.2334
-4.750 -0.3830 0.08138 0.07574 -0.0160 1.0000 0.2442
-4.500 -0.3772 0.07894 0.07331 -0.0173 1.0000 0.2580
-4.250 -0.3705 0.07638 0.07077 -0.0175 1.0000 0.2734
-4.000 -0.3637 0.07375 0.06816 -0.0165 1.0000 0.2900
-3.750 -0.3569 0.07123 0.06568 -0.0150 1.0000 0.3092
-3.500 -0.3491 0.06886 0.06331 -0.0144 1.0000 0.3377
-3.250 -0.3436 0.06659 0.06109 -0.0118 1.0000 0.3699
-2.750 -0.3381 0.06219 0.05683 -0.0037 1.0000 0.4505
-2.250 -0.3449 0.05754 0.05238 0.0096 1.0000 0.5542
-2.000 -0.3488 0.05517 0.05011 0.0168 1.0000 0.6029
-1.750 -0.3503 0.05283 0.04783 0.0231 1.0000 0.6480
-1.500 -0.3455 0.05062 0.04567 0.0268 1.0000 0.6897
-1.250 -0.0193 0.04328 0.03465 -0.0679 1.0000 0.1938
-1.000 0.0123 0.04149 0.03246 -0.0698 1.0000 0.1766
-0.750 0.0442 0.04022 0.03065 -0.0716 1.0000 0.1649
-0.500 0.0868 0.03947 0.02945 -0.0751 0.9957 0.1623
-0.250 0.1439 0.03887 0.02836 -0.0810 0.9856 0.1628
0.000 0.1940 0.03845 0.02757 -0.0856 0.9750 0.1630
0.250 0.2404 0.03817 0.02709 -0.0894 0.9642 0.1670
0.500 0.2877 0.03829 0.02692 -0.0931 0.9535 0.1787
0.750 0.3353 0.03822 0.02691 -0.0970 0.9427 0.2020
1.000 0.3739 0.03797 0.02687 -0.0994 0.9310 0.2482
1.250 0.4061 0.03619 0.02655 -0.0996 0.9198 1.0000
1.500 0.4421 0.03715 0.02711 -0.1018 0.9069 1.0000
1.750 0.4790 0.03809 0.02780 -0.1041 0.8941 1.0000
2.000 0.5194 0.03897 0.02849 -0.1069 0.8817 1.0000
2.250 0.5469 0.03985 0.02925 -0.1076 0.8679 1.0000
2.500 0.5744 0.04075 0.03006 -0.1083 0.8541 1.0000
2.750 0.6009 0.04169 0.03094 -0.1089 0.8406 1.0000
3.000 0.6276 0.04264 0.03185 -0.1094 0.8271 1.0000
3.250 0.6543 0.04361 0.03280 -0.1099 0.8140 1.0000
3.500 0.6822 0.04458 0.03375 -0.1106 0.8014 1.0000
3.750 0.7149 0.04539 0.03459 -0.1117 0.7896 1.0000
4.000 0.7450 0.04625 0.03548 -0.1125 0.7777 1.0000
4.250 0.7625 0.04754 0.03680 -0.1118 0.7644 1.0000
4.500 0.7800 0.04892 0.03822 -0.1112 0.7516 1.0000
4.750 0.7996 0.05027 0.03965 -0.1109 0.7396 1.0000
5.000 0.8274 0.05131 0.04076 -0.1113 0.7288 1.0000
5.250 0.8544 0.05235 0.04190 -0.1116 0.7179 1.0000
5.500 0.8626 0.05435 0.04398 -0.1103 0.7054 1.0000
5.750 0.8749 0.05624 0.04598 -0.1094 0.6937 1.0000
6.000 0.8984 0.05752 0.04738 -0.1092 0.6828 1.0000
6.250 0.9323 0.05785 0.04786 -0.1093 0.6700 1.0000
6.500 0.9579 0.05834 0.04853 -0.1084 0.6546 1.0000
6.750 0.9830 0.05876 0.04910 -0.1072 0.6389 1.0000
7.000 1.0238 0.05800 0.04858 -0.1068 0.6258 1.0000
7.250 1.0341 0.05981 0.05054 -0.1053 0.6115 1.0000
7.500 1.0461 0.06151 0.05244 -0.1038 0.5970 1.0000
7.750 1.0603 0.06300 0.05412 -0.1023 0.5824 1.0000
8.000 1.2528 0.04162 0.03359 -0.1002 0.5454 1.0000
8.250 1.3069 0.03542 0.02752 -0.0964 0.5002 1.0000
8.500 1.3238 0.03404 0.02626 -0.0921 0.4629 1.0000
8.750 1.3248 0.03342 0.02557 -0.0858 0.4123 1.0000
9.000 1.3074 0.03428 0.02617 -0.0781 0.3468 1.0000
9.250 1.2827 0.03664 0.02785 -0.0709 0.2681 1.0000
9.500 1.2626 0.04004 0.03045 -0.0656 0.2114 1.0000
9.750 1.2560 0.04331 0.03307 -0.0619 0.1789 1.0000
10.000 1.2692 0.04584 0.03531 -0.0596 0.1534 1.0000
10.250 1.3052 0.04797 0.03733 -0.0589 0.1337 1.0000
10.500 1.3483 0.05050 0.03986 -0.0597 0.1200 1.0000
10.750 1.4037 0.05421 0.04356 -0.0628 0.1097 1.0000
11.000 1.4160 0.05737 0.04725 -0.0608 0.1063 1.0000
11.250 1.4294 0.06061 0.05083 -0.0593 0.1021 1.0000
11.500 1.4562 0.06492 0.05524 -0.0596 0.0984 1.0000
11.750 1.4655 0.06970 0.06034 -0.0581 0.0975 1.0000
12.000 1.4576 0.07352 0.06459 -0.0548 0.0973 1.0000
12.250 1.4435 0.07721 0.06863 -0.0512 0.0972 1.0000
12.500 1.4267 0.08108 0.07282 -0.0480 0.0972 1.0000
12.750 1.4079 0.08525 0.07727 -0.0453 0.0973 1.0000
13.000 1.3881 0.08978 0.08206 -0.0434 0.0975 1.0000
13.250 1.3017 0.09617 0.08909 -0.0428 0.1021 1.0000
13.500 1.2572 0.10427 0.09744 -0.0455 0.1040 1.0000
13.750 1.2160 0.11369 0.10698 -0.0500 0.1060 1.0000
14.000 1.1817 0.12382 0.11720 -0.0555 0.1081 1.0000
14.250 1.1627 0.13277 0.12617 -0.0597 0.1097 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 450 AIRFOIL (goe450-il)