GOE 479 AIRFOIL (goe479-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 479 AIRFOIL (goe479-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.56 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe479-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe479-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 479 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3371 0.11635 0.10904 -0.0305 1.0000 0.2280
-9.250 -0.3146 0.11080 0.10348 -0.0290 1.0000 0.2342
-9.000 -0.3208 0.10945 0.10223 -0.0285 1.0000 0.2435
-8.750 -0.3201 0.10643 0.09929 -0.0278 1.0000 0.2492
-8.500 -0.3162 0.10405 0.09696 -0.0265 1.0000 0.2593
-8.250 -0.3578 0.10577 0.09893 -0.0255 1.0000 0.2631
-8.000 -0.3162 0.09914 0.09222 -0.0239 1.0000 0.2744
-7.750 -0.3597 0.10070 0.09404 -0.0216 1.0000 0.2802
-7.500 -0.3241 0.09494 0.08822 -0.0203 1.0000 0.2907
-7.250 -0.3680 0.09621 0.08974 -0.0166 1.0000 0.2971
-7.000 -0.3393 0.09138 0.08489 -0.0153 1.0000 0.3082
-6.750 -0.3855 0.09249 0.08624 -0.0106 1.0000 0.3141
-6.500 -0.3664 0.08868 0.08244 -0.0085 1.0000 0.3275
-6.250 -0.4210 0.08997 0.08399 -0.0052 1.0000 0.3322
-6.000 -0.4068 0.08671 0.08076 -0.0014 1.0000 0.3478
-5.750 -0.4018 0.08410 0.07821 0.0019 1.0000 0.3611
-5.500 -0.4114 0.08236 0.07657 0.0053 1.0000 0.3748
-5.250 -0.4252 0.08087 0.07518 0.0086 1.0000 0.3895
-5.000 -0.4326 0.07913 0.07353 0.0121 1.0000 0.4072
-4.750 -0.4375 0.07734 0.07181 0.0157 1.0000 0.4261
-4.500 -0.4429 0.07570 0.07024 0.0195 1.0000 0.4481
-4.250 -0.4503 0.07399 0.06862 0.0238 1.0000 0.4757
-3.750 -0.3812 0.05054 0.04296 -0.0298 1.0000 0.1954
-3.500 -0.3639 0.04786 0.04015 -0.0298 1.0000 0.1912
-3.250 -0.3442 0.04495 0.03691 -0.0305 1.0000 0.1853
-3.000 -0.3184 0.04181 0.03286 -0.0320 1.0000 0.1770
-2.750 -0.2984 0.03998 0.03065 -0.0319 1.0000 0.1771
-2.500 -0.2801 0.03845 0.02896 -0.0315 1.0000 0.1799
-2.250 -0.2616 0.03731 0.02769 -0.0310 1.0000 0.1835
-2.000 -0.2277 0.03622 0.02624 -0.0329 0.9950 0.1872
-1.750 -0.1807 0.03547 0.02504 -0.0370 0.9840 0.1973
-1.500 -0.1367 0.03495 0.02427 -0.0405 0.9724 0.2100
-1.250 -0.0962 0.03452 0.02372 -0.0433 0.9607 0.2291
-1.000 -0.0575 0.03411 0.02339 -0.0457 0.9491 0.2551
-0.750 -0.0098 0.03364 0.02302 -0.0494 0.9380 0.3131
-0.500 0.0540 0.03019 0.02238 -0.0546 0.9291 1.0000
-0.250 0.0919 0.03102 0.02248 -0.0571 0.9159 1.0000
0.000 0.1286 0.03185 0.02291 -0.0594 0.9029 1.0000
0.250 0.1697 0.03271 0.02345 -0.0623 0.8909 1.0000
0.500 0.2016 0.03345 0.02396 -0.0638 0.8776 1.0000
0.750 0.2277 0.03422 0.02453 -0.0643 0.8642 1.0000
1.000 0.2563 0.03503 0.02518 -0.0652 0.8515 1.0000
1.250 0.2909 0.03582 0.02581 -0.0668 0.8395 1.0000
1.500 0.3263 0.03657 0.02643 -0.0686 0.8276 1.0000
1.750 0.3457 0.03746 0.02723 -0.0680 0.8144 1.0000
2.000 0.3691 0.03837 0.02805 -0.0680 0.8021 1.0000
2.250 0.4031 0.03913 0.02873 -0.0693 0.7907 1.0000
2.500 0.4339 0.03989 0.02943 -0.0701 0.7788 1.0000
2.750 0.4500 0.04095 0.03045 -0.0691 0.7657 1.0000
3.000 0.4723 0.04193 0.03139 -0.0688 0.7534 1.0000
3.250 0.5088 0.04251 0.03195 -0.0700 0.7418 1.0000
3.500 0.5385 0.04317 0.03260 -0.0703 0.7291 1.0000
3.750 0.5527 0.04434 0.03376 -0.0690 0.7151 1.0000
4.000 0.5718 0.04541 0.03482 -0.0681 0.7017 1.0000
4.250 0.5998 0.04611 0.03555 -0.0680 0.6886 1.0000
4.500 0.6521 0.04569 0.03519 -0.0698 0.6775 1.0000
4.750 0.6603 0.04720 0.03672 -0.0679 0.6628 1.0000
5.000 0.6720 0.04862 0.03816 -0.0664 0.6483 1.0000
5.250 0.6873 0.04994 0.03953 -0.0652 0.6343 1.0000
5.500 0.7115 0.05076 0.04041 -0.0645 0.6208 1.0000
5.750 0.7742 0.04910 0.03889 -0.0658 0.6105 1.0000
6.000 0.7776 0.05111 0.04094 -0.0637 0.5952 1.0000
6.250 0.7827 0.05311 0.04298 -0.0619 0.5801 1.0000
6.500 0.7883 0.05523 0.04515 -0.0603 0.5655 1.0000
6.750 0.7976 0.05712 0.04709 -0.0589 0.5515 1.0000
7.000 0.8188 0.05816 0.04824 -0.0579 0.5389 1.0000
7.250 0.8696 0.05664 0.04688 -0.0574 0.5287 1.0000
7.500 0.8499 0.06123 0.05147 -0.0557 0.5142 1.0000
7.750 0.8340 0.06568 0.05593 -0.0545 0.5013 1.0000
8.000 0.8451 0.06790 0.05823 -0.0537 0.4908 1.0000
8.250 0.8734 0.06847 0.05894 -0.0529 0.4806 1.0000
8.750 1.1230 0.04865 0.03986 -0.0527 0.4471 1.0000
9.250 1.2218 0.04150 0.03272 -0.0502 0.3941 1.0000
9.500 1.2360 0.04125 0.03255 -0.0472 0.3730 1.0000
9.750 1.2612 0.03996 0.03119 -0.0448 0.3472 1.0000
10.000 1.2614 0.04008 0.03137 -0.0402 0.3218 1.0000
10.250 1.2555 0.04032 0.03151 -0.0349 0.2931 1.0000
10.500 1.2460 0.04111 0.03198 -0.0294 0.2596 1.0000
10.750 1.2409 0.04283 0.03318 -0.0252 0.2246 1.0000
11.000 1.2367 0.04529 0.03556 -0.0219 0.2013 1.0000
11.250 1.2452 0.04738 0.03746 -0.0199 0.1834 1.0000
11.500 1.2528 0.04969 0.03980 -0.0181 0.1710 1.0000
11.750 1.2671 0.05204 0.04219 -0.0169 0.1611 1.0000
12.000 1.3000 0.05411 0.04409 -0.0171 0.1516 1.0000
12.250 1.2927 0.05729 0.04766 -0.0148 0.1482 1.0000
12.500 1.2903 0.06038 0.05102 -0.0130 0.1442 1.0000
12.750 1.3189 0.06267 0.05319 -0.0130 0.1379 1.0000
13.000 1.3015 0.06661 0.05750 -0.0109 0.1368 1.0000
13.250 1.2804 0.07115 0.06237 -0.0095 0.1362 1.0000
13.500 1.2538 0.07647 0.06798 -0.0089 0.1360 1.0000
13.750 1.2211 0.08288 0.07465 -0.0095 0.1364 1.0000
14.000 1.1826 0.09072 0.08271 -0.0116 0.1372 1.0000
14.250 1.1417 0.10009 0.09224 -0.0152 0.1382 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 479 AIRFOIL (goe479-il)