GOE 496 AIRFOIL (goe496-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 496 AIRFOIL (goe496-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.43 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe496-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe496-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 496 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3196 0.13736 0.12972 -0.0333 1.0000 0.1596
-11.000 -0.3232 0.13636 0.12879 -0.0341 1.0000 0.1648
-10.750 -0.3404 0.13803 0.13059 -0.0356 1.0000 0.1664
-10.500 -0.3115 0.12954 0.12204 -0.0339 1.0000 0.1715
-10.250 -0.3072 0.12695 0.11948 -0.0337 1.0000 0.1767
-10.000 -0.3170 0.12676 0.11940 -0.0344 1.0000 0.1811
-9.750 -0.3214 0.12480 0.11754 -0.0346 1.0000 0.1831
-9.500 -0.3005 0.11928 0.11198 -0.0330 1.0000 0.1896
-9.250 -0.3067 0.11831 0.11111 -0.0329 1.0000 0.1958
-9.000 -0.3311 0.12000 0.11298 -0.0331 1.0000 0.1977
-8.750 -0.2980 0.11240 0.10531 -0.0311 1.0000 0.2063
-8.500 -0.3116 0.11227 0.10531 -0.0305 1.0000 0.2120
-8.250 -0.3159 0.10999 0.10313 -0.0295 1.0000 0.2150
-8.000 -0.3027 0.10619 0.09934 -0.0278 1.0000 0.2221
-7.750 -0.3212 0.10636 0.09966 -0.0261 1.0000 0.2275
-7.500 -0.3563 0.10825 0.10179 -0.0231 1.0000 0.2289
-7.250 -0.3181 0.10106 0.09450 -0.0222 1.0000 0.2380
-7.000 -0.3427 0.10155 0.09515 -0.0191 1.0000 0.2430
-6.750 -0.3791 0.10315 0.09696 -0.0164 1.0000 0.2446
-6.500 -0.3502 0.09745 0.09121 -0.0138 1.0000 0.2559
-6.250 -0.3826 0.09850 0.09245 -0.0119 1.0000 0.2600
-6.000 -0.3696 0.09444 0.08840 -0.0087 1.0000 0.2675
-5.750 -0.3897 0.09432 0.08842 -0.0079 1.0000 0.2754
-5.500 -0.3876 0.09131 0.08545 -0.0054 1.0000 0.2810
-5.250 -0.3974 0.09030 0.08453 -0.0051 1.0000 0.2912
-5.000 -0.3964 0.08743 0.08171 -0.0029 1.0000 0.2971
-4.750 -0.4049 0.08648 0.08083 -0.0059 1.0000 0.3093
-4.500 -0.3982 0.08317 0.07754 -0.0008 1.0000 0.3156
-4.250 -0.3993 0.08110 0.07552 -0.0018 1.0000 0.3277
-4.000 -0.3967 0.07904 0.07348 -0.0026 1.0000 0.3424
-3.750 -0.3920 0.07686 0.07132 -0.0025 1.0000 0.3582
-3.500 -0.3871 0.07452 0.06902 -0.0011 1.0000 0.3746
-3.250 -0.3815 0.07214 0.06667 0.0002 1.0000 0.3914
-3.000 -0.1920 0.04559 0.03790 -0.0699 1.0000 0.1814
-2.750 -0.1530 0.04175 0.03346 -0.0755 1.0000 0.1819
-2.500 -0.1216 0.03910 0.03042 -0.0785 1.0000 0.1833
-2.250 -0.0961 0.03755 0.02870 -0.0796 1.0000 0.1874
-2.000 -0.0639 0.03589 0.02644 -0.0821 1.0000 0.1980
-1.750 -0.0426 0.03523 0.02581 -0.0822 1.0000 0.2086
-1.500 -0.0173 0.03437 0.02473 -0.0829 1.0000 0.2224
-1.250 0.0068 0.03390 0.02411 -0.0834 1.0000 0.2469
-1.000 0.0314 0.03370 0.02389 -0.0838 0.9991 0.2790
-0.750 0.0736 0.03412 0.02436 -0.0872 0.9894 0.3281
-0.500 0.1112 0.03484 0.02523 -0.0897 0.9798 0.3783
-0.250 0.1556 0.03528 0.02555 -0.0934 0.9705 0.4215
0.000 0.1900 0.03539 0.02564 -0.0954 0.9606 0.4603
0.250 0.2265 0.03548 0.02584 -0.0975 0.9512 0.5275
0.500 0.2661 0.03549 0.02620 -0.0997 0.9427 0.6282
0.750 0.2862 0.03481 0.02624 -0.0983 0.9337 0.7725
1.000 0.3231 0.03531 0.02643 -0.1019 0.9225 1.0000
1.250 0.3647 0.03646 0.02718 -0.1056 0.9130 1.0000
1.500 0.3889 0.03742 0.02792 -0.1063 0.9023 1.0000
1.750 0.4200 0.03851 0.02881 -0.1080 0.8925 1.0000
2.000 0.4573 0.03962 0.02975 -0.1105 0.8827 1.0000
2.250 0.4772 0.04067 0.03070 -0.1105 0.8720 1.0000
2.500 0.5060 0.04178 0.03171 -0.1117 0.8615 1.0000
2.750 0.5461 0.04286 0.03270 -0.1143 0.8514 1.0000
3.000 0.5640 0.04397 0.03378 -0.1139 0.8393 1.0000
3.250 0.5887 0.04508 0.03485 -0.1143 0.8269 1.0000
3.500 0.6189 0.04605 0.03580 -0.1152 0.8131 1.0000
3.750 0.6517 0.04683 0.03659 -0.1161 0.7972 1.0000
4.000 0.6853 0.04747 0.03724 -0.1168 0.7806 1.0000
4.250 0.7190 0.04804 0.03785 -0.1175 0.7642 1.0000
4.500 0.7513 0.04861 0.03848 -0.1178 0.7481 1.0000
4.750 0.7827 0.04918 0.03912 -0.1181 0.7323 1.0000
5.000 0.8148 0.04965 0.03967 -0.1182 0.7163 1.0000
5.250 0.8474 0.05000 0.04014 -0.1182 0.7001 1.0000
5.500 0.8834 0.05002 0.04028 -0.1182 0.6835 1.0000
5.750 0.9221 0.04971 0.04014 -0.1181 0.6670 1.0000
6.000 0.9649 0.04891 0.03951 -0.1180 0.6506 1.0000
6.250 1.0138 0.04738 0.03818 -0.1179 0.6345 1.0000
6.500 1.0702 0.04529 0.03635 -0.1183 0.6183 1.0000
6.750 1.0907 0.04561 0.03682 -0.1162 0.5970 1.0000
7.000 1.1341 0.04426 0.03569 -0.1155 0.5777 1.0000
7.250 1.1941 0.04169 0.03332 -0.1159 0.5587 1.0000
7.500 1.2426 0.04017 0.03194 -0.1159 0.5380 1.0000
7.750 1.2630 0.04072 0.03267 -0.1138 0.5158 1.0000
8.000 1.3179 0.03877 0.03074 -0.1142 0.4930 1.0000
8.250 1.3308 0.03941 0.03153 -0.1112 0.4687 1.0000
8.500 1.3605 0.03827 0.03038 -0.1091 0.4396 1.0000
8.750 1.3833 0.03762 0.02968 -0.1065 0.4102 1.0000
9.000 1.4003 0.03744 0.02945 -0.1035 0.3805 1.0000
9.250 1.4109 0.03769 0.02960 -0.0999 0.3492 1.0000
9.500 1.4153 0.03833 0.03012 -0.0958 0.3149 1.0000
9.750 1.4144 0.03959 0.03106 -0.0912 0.2763 1.0000
10.000 1.4102 0.04166 0.03264 -0.0866 0.2340 1.0000
10.250 1.4018 0.04419 0.03500 -0.0819 0.2010 1.0000
10.500 1.4013 0.04661 0.03712 -0.0784 0.1740 1.0000
10.750 1.4003 0.04916 0.03978 -0.0751 0.1554 1.0000
11.000 1.4073 0.05171 0.04233 -0.0728 0.1399 1.0000
11.250 1.4212 0.05447 0.04510 -0.0713 0.1275 1.0000
11.500 1.4389 0.05727 0.04788 -0.0703 0.1173 1.0000
11.750 1.4452 0.06066 0.05164 -0.0683 0.1116 1.0000
12.000 1.4687 0.06434 0.05531 -0.0681 0.1054 1.0000
12.250 1.4569 0.06809 0.05953 -0.0652 0.1036 1.0000
12.500 1.4434 0.07214 0.06397 -0.0628 0.1019 1.0000
12.750 1.4276 0.07653 0.06870 -0.0609 0.1007 1.0000
13.000 1.4077 0.08145 0.07395 -0.0597 0.1001 1.0000
13.250 1.3815 0.08720 0.08002 -0.0594 0.1004 1.0000
13.500 1.3496 0.09404 0.08717 -0.0604 0.1015 1.0000
13.750 1.3159 0.10189 0.09527 -0.0628 0.1029 1.0000
14.000 1.2838 0.11054 0.10411 -0.0664 0.1044 1.0000
14.250 1.2555 0.11968 0.11337 -0.0708 0.1056 1.0000
14.500 1.0827 0.17065 0.16408 -0.1084 0.1404 1.0000
14.750 1.0791 0.17810 0.17152 -0.1121 0.1425 1.0000
15.000 1.0672 0.18852 0.18188 -0.1188 0.1556 1.0000
15.250 1.0835 0.19444 0.18789 -0.1191 0.1607 1.0000
15.500 0.8262 0.19774 0.19202 -0.1161 0.2375 1.0000
15.750 0.8371 0.20316 0.19748 -0.1168 0.2333 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 496 AIRFOIL (goe496-il)