GOE 456 AIRFOIL (goe456-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 456 AIRFOIL (goe456-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.92 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe456-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe456-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 456 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3219 0.10391 0.09776 -0.0279 1.0000 0.1610
-7.250 -0.3415 0.10433 0.09835 -0.0259 1.0000 0.1633
-7.000 -0.3622 0.10512 0.09932 -0.0256 1.0000 0.1643
-6.750 -0.3429 0.09863 0.09282 -0.0218 1.0000 0.1704
-6.500 -0.3519 0.09740 0.09170 -0.0205 1.0000 0.1751
-6.250 -0.3693 0.09796 0.09240 -0.0222 1.0000 0.1780
-6.000 -0.3619 0.09319 0.08769 -0.0181 1.0000 0.1823
-5.750 -0.3651 0.09124 0.08581 -0.0172 1.0000 0.1886
-5.000 -0.3683 0.08541 0.08010 -0.0209 1.0000 0.2065
-4.750 -0.3656 0.08158 0.07634 -0.0161 1.0000 0.2115
-4.500 -0.3600 0.07943 0.07420 -0.0199 1.0000 0.2212
-4.250 -0.3559 0.07635 0.07118 -0.0172 1.0000 0.2285
-4.000 -0.3479 0.07351 0.06835 -0.0187 1.0000 0.2379
-3.750 -0.3368 0.07072 0.06554 -0.0208 1.0000 0.2502
-3.250 -0.3138 0.06505 0.05986 -0.0223 1.0000 0.2789
-3.000 -0.2989 0.06246 0.05724 -0.0240 1.0000 0.3045
-2.750 -0.2871 0.05980 0.05459 -0.0236 1.0000 0.3320
-2.500 -0.2771 0.05709 0.05190 -0.0221 1.0000 0.3609
-2.250 -0.1318 0.04571 0.03876 -0.0584 1.0000 0.1492
-2.000 -0.0853 0.04023 0.03242 -0.0639 1.0000 0.1220
-1.750 -0.0562 0.03740 0.02915 -0.0653 1.0000 0.1180
-1.500 -0.0258 0.03502 0.02619 -0.0667 1.0000 0.1177
-1.250 0.0005 0.03355 0.02429 -0.0672 1.0000 0.1267
-1.000 0.0273 0.03223 0.02247 -0.0675 1.0000 0.1345
-0.750 0.0521 0.03121 0.02115 -0.0674 1.0000 0.1468
-0.500 0.0757 0.03071 0.02053 -0.0672 1.0000 0.1815
-0.250 0.1059 0.02970 0.01967 -0.0676 1.0000 0.3083
0.000 0.1353 0.02943 0.01967 -0.0688 0.9967 0.4471
0.250 0.1787 0.02934 0.01971 -0.0723 0.9889 0.5230
0.500 0.2176 0.02853 0.01972 -0.0751 0.9801 1.0000
0.750 0.2583 0.02969 0.02012 -0.0786 0.9709 1.0000
1.000 0.2894 0.03067 0.02064 -0.0805 0.9617 1.0000
1.250 0.3236 0.03177 0.02141 -0.0829 0.9528 1.0000
1.500 0.3566 0.03284 0.02223 -0.0851 0.9441 1.0000
1.750 0.3829 0.03381 0.02301 -0.0861 0.9348 1.0000
2.000 0.4145 0.03492 0.02395 -0.0881 0.9263 1.0000
2.250 0.4446 0.03598 0.02488 -0.0897 0.9171 1.0000
2.500 0.4676 0.03700 0.02582 -0.0902 0.9078 1.0000
2.750 0.4974 0.03812 0.02688 -0.0917 0.8984 1.0000
3.000 0.5317 0.03925 0.02800 -0.0939 0.8886 1.0000
3.250 0.5541 0.04027 0.02901 -0.0941 0.8773 1.0000
3.500 0.5804 0.04132 0.03007 -0.0949 0.8652 1.0000
3.750 0.6137 0.04224 0.03104 -0.0965 0.8506 1.0000
4.000 0.6573 0.04285 0.03173 -0.0989 0.8327 1.0000
4.250 0.6849 0.04345 0.03247 -0.0990 0.8132 1.0000
4.500 0.7295 0.04365 0.03282 -0.1009 0.7946 1.0000
4.750 0.7651 0.04399 0.03333 -0.1017 0.7770 1.0000
5.000 0.7923 0.04448 0.03400 -0.1014 0.7585 1.0000
5.250 0.8340 0.04437 0.03424 -0.1023 0.7408 1.0000
5.500 0.8737 0.04410 0.03427 -0.1027 0.7220 1.0000
5.750 0.9104 0.04371 0.03421 -0.1024 0.7013 1.0000
6.000 0.9797 0.04121 0.03238 -0.1043 0.6839 1.0000
6.250 1.0962 0.02842 0.02021 -0.0997 0.6132 1.0000
6.500 1.1135 0.02653 0.01833 -0.0935 0.5529 1.0000
6.750 1.1223 0.02615 0.01800 -0.0880 0.4906 1.0000
7.000 1.1241 0.02655 0.01810 -0.0822 0.3933 1.0000
7.250 1.1168 0.02848 0.01886 -0.0764 0.2619 1.0000
7.500 1.1070 0.03121 0.02078 -0.0717 0.1563 1.0000
7.750 1.1022 0.03390 0.02284 -0.0679 0.1046 1.0000
8.000 1.1018 0.03635 0.02505 -0.0648 0.0899 1.0000
8.250 1.1043 0.03861 0.02734 -0.0620 0.0820 1.0000
8.500 1.1082 0.04085 0.02965 -0.0594 0.0780 1.0000
8.750 1.1154 0.04313 0.03198 -0.0569 0.0752 1.0000
9.000 1.1416 0.04483 0.03390 -0.0550 0.0725 1.0000
9.250 1.2361 0.04805 0.03753 -0.0591 0.0696 1.0000
9.500 1.2806 0.05218 0.04193 -0.0604 0.0666 1.0000
9.750 1.3053 0.05621 0.04648 -0.0595 0.0668 1.0000
10.000 1.3145 0.06028 0.05121 -0.0570 0.0689 1.0000
10.250 1.3188 0.06472 0.05618 -0.0545 0.0711 1.0000
10.500 1.3201 0.06936 0.06122 -0.0522 0.0731 1.0000
10.750 1.3294 0.07519 0.06726 -0.0511 0.0752 1.0000
11.000 1.3149 0.07827 0.07080 -0.0475 0.0768 1.0000
11.250 1.2857 0.08126 0.07415 -0.0436 0.0775 1.0000
11.500 1.2565 0.08512 0.07832 -0.0414 0.0782 1.0000
11.750 1.2271 0.08983 0.08328 -0.0407 0.0787 1.0000
12.000 1.1977 0.09528 0.08895 -0.0416 0.0791 1.0000
12.250 1.1677 0.10163 0.09546 -0.0441 0.0794 1.0000
12.500 1.1364 0.10922 0.10318 -0.0483 0.0797 1.0000
12.750 1.1043 0.11838 0.11241 -0.0544 0.0802 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 456 AIRFOIL (goe456-il)