GOE 498 AIRFOIL (goe498-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 498 AIRFOIL (goe498-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.25 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe498-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe498-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 498 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 -0.2777 0.12801 0.12115 -0.0210 1.0000 0.2661
-9.000 -0.2983 0.12852 0.12177 -0.0191 1.0000 0.2723
-8.750 -0.3435 0.13163 0.12505 -0.0169 1.0000 0.2745
-8.500 -0.3101 0.12488 0.11829 -0.0154 1.0000 0.2787
-8.250 -0.3077 0.12294 0.11640 -0.0133 1.0000 0.2838
-8.000 -0.3222 0.12257 0.11611 -0.0114 1.0000 0.2903
-7.750 -0.3699 0.12534 0.11905 -0.0090 1.0000 0.2939
-7.500 -0.3469 0.12000 0.11372 -0.0078 1.0000 0.2977
-7.250 -0.3391 0.11776 0.11150 -0.0059 1.0000 0.3049
-7.000 -0.3641 0.11806 0.11191 -0.0037 1.0000 0.3119
-6.750 -0.4170 0.12039 0.11439 -0.0005 1.0000 0.3142
-6.500 -0.3714 0.11379 0.10776 -0.0002 1.0000 0.3205
-6.250 -0.3758 0.11234 0.10636 0.0017 1.0000 0.3271
-6.000 -0.4185 0.11348 0.10762 0.0051 1.0000 0.3335
-5.750 -0.4571 0.11329 0.10756 0.0078 1.0000 0.3358
-5.500 -0.4123 0.10798 0.10220 0.0082 1.0000 0.3427
-5.250 -0.4276 0.10698 0.10126 0.0109 1.0000 0.3500
-5.000 -0.4745 0.10719 0.10159 0.0099 0.9979 0.3565
-4.750 -0.4081 0.10189 0.09617 0.0068 0.9859 0.3688
-4.500 -0.4813 0.07359 0.06725 -0.0326 1.0000 0.2200
-4.250 -0.4254 0.06481 0.05793 -0.0487 0.9876 0.2183
-4.000 -0.3842 0.06181 0.05477 -0.0548 0.9761 0.2229
-3.750 -0.3425 0.05920 0.05190 -0.0610 0.9658 0.2303
-3.500 -0.2951 0.05390 0.04587 -0.0710 0.9568 0.2389
-3.250 -0.2672 0.05375 0.04576 -0.0719 0.9475 0.2472
-3.000 -0.2197 0.05208 0.04369 -0.0778 0.9376 0.2605
-2.750 -0.1934 0.05075 0.04202 -0.0798 0.9290 0.2731
-2.500 -0.1575 0.05085 0.04215 -0.0818 0.9195 0.2883
-2.250 -0.1341 0.05042 0.04166 -0.0822 0.9105 0.3035
-2.000 -0.0988 0.05045 0.04160 -0.0842 0.9006 0.3264
-1.750 -0.0759 0.05041 0.04152 -0.0843 0.8916 0.3476
-1.500 -0.0417 0.05059 0.04154 -0.0860 0.8813 0.3754
-1.250 -0.0170 0.05084 0.04175 -0.0863 0.8717 0.3987
-1.000 0.0099 0.05133 0.04228 -0.0864 0.8614 0.4215
-0.750 0.0344 0.05194 0.04299 -0.0860 0.8514 0.4457
-0.500 0.0546 0.05254 0.04365 -0.0851 0.8413 0.4690
-0.250 0.0858 0.05304 0.04417 -0.0856 0.8311 0.4953
0.000 0.1027 0.05342 0.04450 -0.0849 0.8210 0.5135
0.250 0.1435 0.05382 0.04483 -0.0869 0.8109 0.5412
0.500 0.1521 0.05428 0.04530 -0.0852 0.8006 0.5578
0.750 0.1997 0.05470 0.04563 -0.0880 0.7910 0.5895
1.000 0.2021 0.05542 0.04633 -0.0860 0.7807 0.6067
1.250 0.2433 0.05584 0.04674 -0.0875 0.7714 0.6378
1.500 0.2464 0.05672 0.04766 -0.0856 0.7620 0.6574
1.750 0.2900 0.05707 0.04802 -0.0874 0.7526 0.6966
2.000 0.2892 0.05812 0.04914 -0.0852 0.7432 0.7211
2.250 0.3292 0.05825 0.04946 -0.0861 0.7350 0.7767
2.500 0.3247 0.05932 0.05080 -0.0835 0.7272 0.8216
2.750 0.3726 0.05999 0.05155 -0.0889 0.7171 1.0000
3.000 0.3900 0.06203 0.05334 -0.0910 0.7083 1.0000
3.250 0.4095 0.06402 0.05511 -0.0927 0.7019 1.0000
3.500 0.4532 0.06554 0.05636 -0.0956 0.6938 1.0000
3.750 0.4464 0.06800 0.05876 -0.0943 0.6895 1.0000
4.000 0.4531 0.07027 0.06093 -0.0941 0.6855 1.0000
4.250 0.4585 0.07292 0.06352 -0.0942 0.6864 1.0000
4.500 0.4657 0.07575 0.06628 -0.0945 0.6897 1.0000
4.750 0.4822 0.07870 0.06918 -0.0956 0.6932 1.0000
5.000 0.4081 0.08430 0.07497 -0.0934 0.7758 1.0000
5.250 0.4267 0.08697 0.07756 -0.0942 0.7703 1.0000
5.500 0.4410 0.08847 0.07902 -0.0941 0.7576 1.0000
5.750 0.4614 0.09135 0.08184 -0.0951 0.7512 1.0000
6.000 0.4892 0.09367 0.08410 -0.0962 0.7355 1.0000
6.250 0.4971 0.09490 0.08531 -0.0954 0.7193 1.0000
6.500 0.5119 0.09682 0.08721 -0.0952 0.7030 1.0000
6.750 0.5313 0.09916 0.08952 -0.0956 0.6883 1.0000
7.000 0.5669 0.10242 0.09276 -0.0973 0.6740 1.0000
7.250 0.5966 0.10491 0.09523 -0.0981 0.6553 1.0000
7.500 0.5894 0.10599 0.09635 -0.0965 0.6409 1.0000
7.750 0.7132 0.09834 0.08846 -0.0932 0.5395 1.0000
8.000 0.7019 0.10182 0.09200 -0.0927 0.5301 1.0000
8.250 0.7195 0.10366 0.09387 -0.0923 0.5155 1.0000
8.500 0.7480 0.10484 0.09505 -0.0919 0.5005 1.0000
8.750 0.7615 0.10706 0.09731 -0.0917 0.4883 1.0000
9.000 0.7558 0.11111 0.10139 -0.0919 0.4795 1.0000
9.250 0.7486 0.11568 0.10602 -0.0926 0.4759 1.0000
9.500 0.7420 0.12073 0.11113 -0.0938 0.4779 1.0000
9.750 0.7521 0.12567 0.11611 -0.0953 0.4834 1.0000
10.000 0.7832 0.12697 0.11743 -0.0948 0.4662 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 498 AIRFOIL (goe498-il)