GOE 497 AIRFOIL (goe497-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 497 AIRFOIL (goe497-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.4 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe497-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe497-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 497 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2895 0.12121 0.11428 -0.0290 1.0000 0.2344
-9.000 -0.3055 0.12123 0.11441 -0.0273 1.0000 0.2401
-8.750 -0.3402 0.12347 0.11683 -0.0253 1.0000 0.2420
-8.500 -0.3063 0.11646 0.10976 -0.0235 1.0000 0.2493
-8.250 -0.3182 0.11583 0.10921 -0.0214 1.0000 0.2558
-8.000 -0.3546 0.11788 0.11145 -0.0190 1.0000 0.2586
-7.750 -0.3319 0.11228 0.10582 -0.0176 1.0000 0.2634
-7.500 -0.3341 0.11052 0.10410 -0.0154 1.0000 0.2696
-7.250 -0.3631 0.11137 0.10510 -0.0129 1.0000 0.2747
-7.000 -0.4076 0.11353 0.10745 -0.0093 1.0000 0.2761
-6.750 -0.3594 0.10608 0.09989 -0.0089 1.0000 0.2856
-6.500 -0.3858 0.10634 0.10027 -0.0060 1.0000 0.2911
-6.250 -0.4299 0.10791 0.10201 -0.0034 1.0000 0.2931
-6.000 -0.3922 0.10197 0.09601 -0.0015 1.0000 0.3027
-5.750 -0.4227 0.10225 0.09642 0.0010 1.0000 0.3090
-5.500 -0.4273 0.09959 0.09382 0.0026 1.0000 0.3134
-5.250 -0.4231 0.09713 0.09137 0.0048 1.0000 0.3208
-5.000 -0.4475 0.09637 0.09072 0.0030 1.0000 0.3289
-4.750 -0.4363 0.09293 0.08728 0.0067 1.0000 0.3340
-4.500 -0.4498 0.09174 0.08614 0.0032 1.0000 0.3460
-4.250 -0.4398 0.08841 0.08282 0.0083 1.0000 0.3524
-4.000 -0.3718 0.06204 0.05540 -0.0478 1.0000 0.2085
-3.750 -0.3472 0.05761 0.05079 -0.0518 1.0000 0.2068
-3.500 -0.2980 0.04969 0.04207 -0.0646 1.0000 0.2091
-3.250 -0.2844 0.04918 0.04170 -0.0626 1.0000 0.2140
-3.000 -0.2420 0.04476 0.03650 -0.0703 1.0000 0.2251
-2.750 -0.2260 0.04435 0.03624 -0.0690 1.0000 0.2325
-2.500 -0.1980 0.04270 0.03427 -0.0714 1.0000 0.2459
-2.250 -0.1705 0.04141 0.03265 -0.0733 1.0000 0.2607
-2.000 -0.1473 0.04085 0.03191 -0.0741 1.0000 0.2769
-1.750 -0.1258 0.04056 0.03152 -0.0743 1.0000 0.2937
-1.500 -0.0705 0.04156 0.03254 -0.0797 0.9839 0.3225
-1.250 -0.0239 0.04200 0.03288 -0.0839 0.9706 0.3511
-1.000 0.0182 0.04223 0.03291 -0.0875 0.9576 0.3810
-0.750 0.0518 0.04258 0.03332 -0.0891 0.9449 0.4064
-0.500 0.0886 0.04286 0.03351 -0.0915 0.9323 0.4366
-0.250 0.1261 0.04326 0.03386 -0.0938 0.9202 0.4695
0.000 0.1648 0.04368 0.03426 -0.0962 0.9083 0.5038
0.250 0.1917 0.04398 0.03451 -0.0969 0.8955 0.5351
0.500 0.2211 0.04442 0.03494 -0.0979 0.8835 0.5686
0.750 0.2576 0.04487 0.03543 -0.0996 0.8725 0.6071
1.000 0.2863 0.04522 0.03584 -0.1003 0.8605 0.6447
1.250 0.3086 0.04567 0.03639 -0.1003 0.8489 0.6836
1.500 0.3426 0.04601 0.03693 -0.1015 0.8396 0.7405
1.750 0.3584 0.04602 0.03738 -0.1000 0.8289 0.8250
2.000 0.3921 0.04684 0.03805 -0.1038 0.8170 1.0000
2.250 0.4444 0.04814 0.03894 -0.1092 0.8077 1.0000
2.500 0.4545 0.04953 0.04016 -0.1086 0.7970 1.0000
2.750 0.4828 0.05085 0.04129 -0.1099 0.7874 1.0000
3.000 0.5082 0.05216 0.04246 -0.1107 0.7779 1.0000
3.250 0.5244 0.05363 0.04383 -0.1104 0.7680 1.0000
3.500 0.5695 0.05458 0.04465 -0.1129 0.7582 1.0000
3.750 0.5791 0.05594 0.04596 -0.1117 0.7453 1.0000
4.000 0.6013 0.05701 0.04698 -0.1115 0.7315 1.0000
4.250 0.6274 0.05799 0.04791 -0.1116 0.7179 1.0000
4.500 0.6595 0.05880 0.04869 -0.1121 0.7054 1.0000
4.750 0.6957 0.05940 0.04927 -0.1130 0.6936 1.0000
5.000 0.7037 0.06111 0.05099 -0.1117 0.6806 1.0000
5.250 0.7208 0.06258 0.05246 -0.1111 0.6684 1.0000
5.500 0.7534 0.06334 0.05325 -0.1115 0.6570 1.0000
5.750 0.7790 0.06438 0.05432 -0.1114 0.6450 1.0000
6.000 0.7864 0.06640 0.05638 -0.1103 0.6314 1.0000
6.250 0.8015 0.06808 0.05811 -0.1096 0.6182 1.0000
6.500 0.8270 0.06914 0.05922 -0.1093 0.6056 1.0000
6.750 0.8630 0.06952 0.05967 -0.1095 0.5945 1.0000
7.000 0.8610 0.07254 0.06275 -0.1083 0.5805 1.0000
7.250 0.8661 0.07520 0.06546 -0.1075 0.5675 1.0000
7.500 0.8851 0.07691 0.06723 -0.1070 0.5561 1.0000
7.750 0.9125 0.07797 0.06838 -0.1068 0.5456 1.0000
8.000 0.8941 0.08302 0.07347 -0.1061 0.5346 1.0000
8.250 0.9160 0.08470 0.07524 -0.1059 0.5251 1.0000
8.500 0.9168 0.08818 0.07879 -0.1056 0.5153 1.0000
8.750 0.9157 0.09206 0.08273 -0.1055 0.5069 1.0000
9.000 0.9602 0.09138 0.08218 -0.1047 0.4952 1.0000
9.250 0.9306 0.09768 0.08851 -0.1048 0.4853 1.0000
9.500 0.9431 0.09972 0.09064 -0.1040 0.4718 1.0000
9.750 0.9621 0.10097 0.09200 -0.1030 0.4572 1.0000
10.000 0.9837 0.10180 0.09294 -0.1018 0.4421 1.0000
10.250 1.0072 0.10223 0.09350 -0.1003 0.4266 1.0000
10.500 1.0325 0.10225 0.09367 -0.0986 0.4108 1.0000
10.750 1.0557 0.10225 0.09380 -0.0967 0.3945 1.0000
11.000 1.0778 0.10224 0.09394 -0.0947 0.3781 1.0000
11.250 1.4568 0.05376 0.04583 -0.0845 0.3259 1.0000
11.500 1.4951 0.05265 0.04449 -0.0834 0.2986 1.0000
11.750 1.1051 0.10762 0.09966 -0.0910 0.3284 1.0000
12.000 1.1155 0.10928 0.10142 -0.0897 0.3130 1.0000
12.250 1.1463 0.10720 0.09950 -0.0867 0.2985 1.0000
12.500 1.5369 0.06005 0.05177 -0.0754 0.2369 1.0000
12.750 1.5049 0.06455 0.05662 -0.0715 0.2330 1.0000
13.000 1.5250 0.06657 0.05863 -0.0706 0.2207 1.0000
13.250 1.4859 0.07218 0.06456 -0.0677 0.2189 1.0000
13.500 1.4364 0.07977 0.07246 -0.0663 0.2189 1.0000
13.750 1.3683 0.09122 0.08415 -0.0676 0.2211 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 497 AIRFOIL (goe497-il)