GOE 494 AIRFOIL (goe494-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 494 AIRFOIL (goe494-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.5 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe494-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe494-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 494 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 -0.3733 0.10754 0.10097 -0.0271 1.0000 0.1422
-7.250 -0.3539 0.10106 0.09446 -0.0250 1.0000 0.1495
-7.000 -0.3630 0.10038 0.09392 -0.0240 1.0000 0.1544
-6.750 -0.3751 0.10122 0.09491 -0.0266 1.0000 0.1563
-6.500 -0.3618 0.09517 0.08887 -0.0216 1.0000 0.1646
-6.250 -0.3697 0.09520 0.08902 -0.0240 1.0000 0.1698
-6.000 -0.3635 0.09088 0.08475 -0.0201 1.0000 0.1778
-5.750 -0.3670 0.09140 0.08536 -0.0263 1.0000 0.1844
-5.500 -0.3627 0.08674 0.08075 -0.0198 1.0000 0.1952
-5.000 -0.3552 0.08251 0.07663 -0.0232 1.0000 0.2136
-4.750 -0.3504 0.07959 0.07375 -0.0211 1.0000 0.2247
-4.500 -0.3454 0.07656 0.07076 -0.0197 1.0000 0.2338
-4.250 -0.3373 0.07390 0.06814 -0.0204 1.0000 0.2466
-4.000 -0.3280 0.07120 0.06545 -0.0209 1.0000 0.2618
-3.750 -0.3104 0.06880 0.06297 -0.0254 1.0000 0.2840
-3.500 -0.3043 0.06576 0.05998 -0.0227 1.0000 0.3009
-3.250 -0.2930 0.06313 0.05736 -0.0224 1.0000 0.3285
-3.000 -0.2756 0.06097 0.05517 -0.0243 1.0000 0.3671
-2.750 -0.2711 0.05774 0.05201 -0.0201 1.0000 0.3875
-1.750 0.0509 0.03471 0.02591 -0.0908 1.0000 0.1701
-1.500 0.0942 0.03173 0.02217 -0.0947 1.0000 0.1563
-1.250 0.1255 0.02992 0.02005 -0.0960 1.0000 0.1528
-1.000 0.1569 0.02851 0.01820 -0.0971 1.0000 0.1513
-0.750 0.1858 0.02762 0.01685 -0.0977 1.0000 0.1573
-0.500 0.2123 0.02697 0.01608 -0.0979 1.0000 0.1645
-0.250 0.2404 0.02643 0.01515 -0.0980 1.0000 0.1694
0.000 0.2669 0.02603 0.01464 -0.0980 1.0000 0.1786
0.250 0.2936 0.02577 0.01430 -0.0980 1.0000 0.1953
0.500 0.3222 0.02542 0.01418 -0.0984 1.0000 0.2441
0.750 0.3433 0.02341 0.01391 -0.0970 1.0000 1.0000
1.000 0.3648 0.02404 0.01411 -0.0965 1.0000 1.0000
1.250 0.3856 0.02471 0.01450 -0.0961 1.0000 1.0000
1.500 0.4059 0.02542 0.01500 -0.0958 1.0000 1.0000
1.750 0.4259 0.02617 0.01561 -0.0954 1.0000 1.0000
2.000 0.4454 0.02697 0.01630 -0.0951 1.0000 1.0000
2.250 0.4646 0.02782 0.01706 -0.0948 1.0000 1.0000
2.500 0.4833 0.02872 0.01792 -0.0946 1.0000 1.0000
2.750 0.5017 0.02967 0.01884 -0.0943 1.0000 1.0000
3.000 0.5196 0.03069 0.01986 -0.0941 1.0000 1.0000
3.250 0.5372 0.03177 0.02096 -0.0939 1.0000 1.0000
3.500 0.5543 0.03291 0.02218 -0.0938 1.0000 1.0000
3.750 0.5851 0.03440 0.02376 -0.0964 0.9921 1.0000
4.000 0.6289 0.03606 0.02558 -0.1012 0.9753 1.0000
4.250 0.6811 0.03759 0.02739 -0.1070 0.9518 1.0000
4.500 0.7377 0.03866 0.02877 -0.1125 0.9222 1.0000
4.750 0.7888 0.03944 0.02991 -0.1167 0.8957 1.0000
5.000 0.8401 0.04000 0.03091 -0.1203 0.8716 1.0000
5.250 1.0266 0.02307 0.01343 -0.1107 0.3257 1.0000
5.500 1.0203 0.02733 0.01597 -0.1060 0.1601 1.0000
5.750 1.0337 0.02969 0.01804 -0.1033 0.1299 1.0000
6.000 1.0557 0.03179 0.02008 -0.1015 0.1147 1.0000
6.250 1.0888 0.03400 0.02220 -0.1012 0.1001 1.0000
6.500 1.1350 0.03696 0.02528 -0.1021 0.0943 1.0000
6.750 1.1734 0.04031 0.02896 -0.1021 0.0926 1.0000
7.000 1.2028 0.04375 0.03290 -0.1012 0.0908 1.0000
7.250 1.2273 0.04727 0.03673 -0.1001 0.0879 1.0000
7.500 1.2468 0.05135 0.04151 -0.0980 0.0895 1.0000
7.750 1.2624 0.05616 0.04698 -0.0958 0.0936 1.0000
8.000 1.2794 0.06160 0.05270 -0.0944 0.0974 1.0000
8.250 1.2779 0.06639 0.05856 -0.0907 0.1053 1.0000
8.500 1.2864 0.07210 0.06468 -0.0889 0.1135 1.0000
8.750 1.2888 0.07897 0.07201 -0.0873 0.1256 1.0000
9.000 1.2569 0.08435 0.07806 -0.0847 0.1331 1.0000
9.250 1.2491 0.09207 0.08611 -0.0847 0.1531 1.0000
9.500 1.2123 0.09673 0.09097 -0.0835 0.1545 1.0000
9.750 1.1780 0.10221 0.09651 -0.0842 0.1554 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 494 AIRFOIL (goe494-il)