GOE 495 AIRFOIL (goe495-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 495 AIRFOIL (goe495-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.75 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe495-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe495-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 495 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 -0.3429 0.10225 0.09563 -0.0262 1.0000 0.1811
-7.250 -0.3641 0.10296 0.09654 -0.0246 1.0000 0.1833
-7.000 -0.3520 0.09813 0.09174 -0.0227 1.0000 0.1883
-6.750 -0.3570 0.09643 0.09014 -0.0209 1.0000 0.1947
-6.500 -0.3761 0.09709 0.09097 -0.0221 1.0000 0.1983
-6.250 -0.3653 0.09226 0.08617 -0.0182 1.0000 0.2038
-6.000 -0.3720 0.09103 0.08503 -0.0180 1.0000 0.2113
-5.750 -0.3742 0.08852 0.08261 -0.0174 1.0000 0.2159
-5.500 -0.3728 0.08620 0.08030 -0.0160 1.0000 0.2248
-5.250 -0.3727 0.08359 0.07776 -0.0154 1.0000 0.2323
-5.000 -0.3714 0.08176 0.07599 -0.0181 1.0000 0.2440
-4.750 -0.3664 0.07944 0.07370 -0.0189 1.0000 0.2582
-4.500 -0.3599 0.07686 0.07114 -0.0191 1.0000 0.2727
-4.250 -0.3531 0.07398 0.06829 -0.0184 1.0000 0.2876
-4.000 -0.3450 0.07108 0.06542 -0.0178 1.0000 0.3027
-3.750 -0.3369 0.06815 0.06251 -0.0166 1.0000 0.3183
-3.500 -0.3285 0.06531 0.05969 -0.0149 1.0000 0.3357
-3.250 -0.3173 0.06275 0.05715 -0.0150 1.0000 0.3630
-3.000 -0.3051 0.06075 0.05511 -0.0149 1.0000 0.4039
-2.750 -0.1118 0.04163 0.03405 -0.0728 1.0000 0.1719
-2.500 -0.0661 0.03745 0.02924 -0.0787 1.0000 0.1664
-2.250 -0.0265 0.03417 0.02539 -0.0825 1.0000 0.1639
-2.000 0.0107 0.03158 0.02215 -0.0852 1.0000 0.1646
-1.750 0.0402 0.03008 0.02031 -0.0863 1.0000 0.1745
-1.500 0.0697 0.02878 0.01856 -0.0871 1.0000 0.1862
-1.250 0.0971 0.02774 0.01726 -0.0874 1.0000 0.2004
-1.000 0.1232 0.02700 0.01647 -0.0875 1.0000 0.2308
-0.750 0.1504 0.02633 0.01589 -0.0876 1.0000 0.2940
-0.500 0.1739 0.02605 0.01590 -0.0871 1.0000 0.3946
-0.250 0.1970 0.02573 0.01591 -0.0865 1.0000 0.4965
0.000 0.2220 0.02486 0.01568 -0.0858 1.0000 0.6476
0.250 0.2369 0.02410 0.01515 -0.0845 1.0000 1.0000
0.500 0.2593 0.02484 0.01543 -0.0848 1.0000 1.0000
0.750 0.2797 0.02562 0.01590 -0.0848 1.0000 1.0000
1.000 0.2992 0.02645 0.01650 -0.0848 1.0000 1.0000
1.250 0.3183 0.02733 0.01719 -0.0847 1.0000 1.0000
1.500 0.3367 0.02826 0.01798 -0.0846 1.0000 1.0000
1.750 0.3622 0.02938 0.01896 -0.0859 0.9963 1.0000
2.000 0.4082 0.03092 0.02035 -0.0908 0.9837 1.0000
2.250 0.4502 0.03227 0.02162 -0.0949 0.9704 1.0000
2.500 0.4903 0.03354 0.02284 -0.0985 0.9568 1.0000
2.750 0.5288 0.03472 0.02401 -0.1017 0.9429 1.0000
3.000 0.5656 0.03584 0.02515 -0.1045 0.9286 1.0000
3.250 0.6009 0.03693 0.02630 -0.1069 0.9142 1.0000
3.500 0.6349 0.03799 0.02742 -0.1090 0.8997 1.0000
3.750 0.6676 0.03903 0.02855 -0.1108 0.8850 1.0000
4.000 0.6988 0.04007 0.02969 -0.1122 0.8697 1.0000
4.250 0.7294 0.04110 0.03089 -0.1135 0.8541 1.0000
4.500 0.7599 0.04211 0.03205 -0.1146 0.8379 1.0000
4.750 0.7941 0.04294 0.03307 -0.1159 0.8202 1.0000
5.000 0.8438 0.04293 0.03337 -0.1181 0.7983 1.0000
5.250 0.8999 0.04190 0.03268 -0.1198 0.7723 1.0000
5.500 0.9342 0.04170 0.03277 -0.1193 0.7482 1.0000
5.750 1.0032 0.03947 0.03111 -0.1215 0.7285 1.0000
6.000 1.0513 0.03745 0.02956 -0.1205 0.7019 1.0000
6.250 1.1331 0.02841 0.02105 -0.1147 0.6348 1.0000
6.500 1.1588 0.02609 0.01882 -0.1089 0.5634 1.0000
6.750 1.1604 0.02593 0.01799 -0.1008 0.4175 1.0000
7.000 1.1456 0.02953 0.01971 -0.0934 0.2554 1.0000
7.250 1.1556 0.03307 0.02232 -0.0905 0.1862 1.0000
7.500 1.1921 0.03629 0.02529 -0.0907 0.1505 1.0000
7.750 1.2280 0.03934 0.02817 -0.0912 0.1302 1.0000
8.000 1.2584 0.04234 0.03138 -0.0908 0.1181 1.0000
8.250 1.2832 0.04566 0.03505 -0.0898 0.1101 1.0000
8.500 1.3073 0.04931 0.03907 -0.0887 0.1057 1.0000
8.750 1.3272 0.05347 0.04342 -0.0877 0.1012 1.0000
9.000 1.3346 0.05716 0.04786 -0.0848 0.0988 1.0000
9.250 1.3406 0.06149 0.05274 -0.0822 0.0980 1.0000
9.500 1.3430 0.06620 0.05794 -0.0797 0.0986 1.0000
9.750 1.3414 0.07110 0.06328 -0.0771 0.0997 1.0000
10.000 1.3394 0.07628 0.06878 -0.0750 0.1008 1.0000
10.250 1.3390 0.08184 0.07458 -0.0734 0.1018 1.0000
10.500 1.2936 0.08528 0.07865 -0.0687 0.1050 1.0000
10.750 1.2544 0.08985 0.08349 -0.0661 0.1069 1.0000
11.000 1.2192 0.09557 0.08940 -0.0662 0.1086 1.0000
11.250 1.1875 0.10245 0.09634 -0.0683 0.1106 1.0000
11.500 1.1662 0.10987 0.10383 -0.0711 0.1130 1.0000
11.750 1.1225 0.12158 0.11558 -0.0799 0.1181 1.0000
12.000 1.1003 0.13389 0.12783 -0.0874 0.1273 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 495 AIRFOIL (goe495-il)