GOE 499 AIRFOIL (goe499-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 499 AIRFOIL (goe499-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.84 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe499-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe499-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 499 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.3643 0.11024 0.10406 -0.0187 1.0000 0.1608
-6.750 -0.3817 0.11047 0.10441 -0.0166 1.0000 0.1637
-6.500 -0.3979 0.11146 0.10552 -0.0181 1.0000 0.1651
-6.250 -0.3839 0.10516 0.09920 -0.0139 1.0000 0.1699
-6.000 -0.3861 0.10325 0.09735 -0.0130 1.0000 0.1754
-5.750 -0.3950 0.10375 0.09794 -0.0176 1.0000 0.1794
-5.500 -0.3887 0.09872 0.09294 -0.0130 1.0000 0.1833
-5.250 -0.3859 0.09631 0.09055 -0.0125 1.0000 0.1897
-5.000 -0.3832 0.09443 0.08872 -0.0167 1.0000 0.1953
-4.750 -0.3784 0.09113 0.08543 -0.0134 1.0000 0.2038
-4.500 -0.3718 0.08840 0.08269 -0.0156 1.0000 0.2118
-4.250 -0.3576 0.08617 0.08045 -0.0213 1.0000 0.2237
-4.000 -0.3543 0.08267 0.07698 -0.0168 1.0000 0.2302
-3.750 -0.3397 0.07969 0.07399 -0.0203 1.0000 0.2408
-3.500 -0.3219 0.07676 0.07103 -0.0241 1.0000 0.2538
-3.000 -0.2881 0.07076 0.06498 -0.0279 1.0000 0.2829
-2.750 -0.2686 0.06826 0.06243 -0.0300 1.0000 0.3078
-2.500 -0.2547 0.06526 0.05942 -0.0298 1.0000 0.3267
-2.250 -0.2316 0.06269 0.05680 -0.0324 1.0000 0.3539
-2.000 -0.2182 0.06008 0.05420 -0.0311 1.0000 0.3747
-1.500 0.0549 0.04250 0.03429 -0.0994 1.0000 0.1800
-1.250 0.0942 0.03979 0.03128 -0.1035 1.0000 0.1715
-1.000 0.1470 0.03676 0.02739 -0.1101 1.0000 0.1633
-0.750 0.1837 0.03517 0.02528 -0.1128 1.0000 0.1636
-0.500 0.2158 0.03410 0.02386 -0.1145 1.0000 0.1674
-0.250 0.2443 0.03355 0.02307 -0.1154 1.0000 0.1759
0.000 0.2724 0.03334 0.02264 -0.1163 1.0000 0.1950
0.250 0.2992 0.03320 0.02248 -0.1168 1.0000 0.2266
0.500 0.3326 0.03249 0.02189 -0.1180 1.0000 0.3390
0.750 0.3529 0.03285 0.02273 -0.1175 1.0000 0.4522
1.000 0.3730 0.03324 0.02345 -0.1168 1.0000 0.5509
1.250 0.3991 0.03271 0.02367 -0.1168 1.0000 0.7269
1.500 0.4168 0.03341 0.02407 -0.1177 0.9968 1.0000
1.750 0.4687 0.03514 0.02533 -0.1238 0.9795 1.0000
2.000 0.5135 0.03664 0.02656 -0.1284 0.9619 1.0000
2.250 0.5569 0.03803 0.02777 -0.1325 0.9454 1.0000
2.500 0.5986 0.03934 0.02896 -0.1362 0.9296 1.0000
2.750 0.6371 0.04056 0.03012 -0.1391 0.9140 1.0000
3.000 0.6672 0.04170 0.03124 -0.1407 0.8977 1.0000
3.250 0.6984 0.04286 0.03240 -0.1424 0.8825 1.0000
3.500 0.7291 0.04403 0.03363 -0.1439 0.8684 1.0000
3.750 0.7593 0.04520 0.03485 -0.1453 0.8550 1.0000
4.000 0.7915 0.04634 0.03606 -0.1469 0.8429 1.0000
4.250 0.8201 0.04753 0.03735 -0.1480 0.8309 1.0000
4.500 0.8406 0.04889 0.03885 -0.1480 0.8183 1.0000
4.750 0.8600 0.05034 0.04042 -0.1479 0.8062 1.0000
5.000 0.8812 0.05176 0.04198 -0.1480 0.7946 1.0000
5.250 0.9059 0.05307 0.04346 -0.1484 0.7832 1.0000
5.500 0.9342 0.05413 0.04473 -0.1489 0.7707 1.0000
5.750 0.9637 0.05505 0.04594 -0.1494 0.7579 1.0000
6.000 0.9973 0.05576 0.04695 -0.1501 0.7456 1.0000
6.250 1.0206 0.05668 0.04815 -0.1495 0.7306 1.0000
6.500 1.1744 0.03024 0.01964 -0.1261 0.1970 1.0000
6.750 1.1697 0.03383 0.02232 -0.1221 0.1310 1.0000
7.000 1.1721 0.03650 0.02484 -0.1188 0.1145 1.0000
7.250 1.1787 0.03881 0.02719 -0.1158 0.1033 1.0000
7.500 1.1920 0.04106 0.02949 -0.1134 0.0959 1.0000
7.750 1.2392 0.04290 0.03144 -0.1139 0.0888 1.0000
8.000 1.3343 0.04694 0.03543 -0.1208 0.0820 1.0000
8.250 1.3738 0.05019 0.03905 -0.1213 0.0794 1.0000
8.500 1.4081 0.05419 0.04353 -0.1211 0.0804 1.0000
8.750 1.4352 0.05862 0.04836 -0.1203 0.0823 1.0000
9.000 1.4627 0.06436 0.05432 -0.1200 0.0844 1.0000
9.250 1.4616 0.06641 0.05738 -0.1150 0.0882 1.0000
9.500 1.4632 0.07102 0.06264 -0.1115 0.0927 1.0000
9.750 1.4762 0.07719 0.06904 -0.1102 0.0969 1.0000
10.000 1.4607 0.08020 0.07281 -0.1052 0.1016 1.0000
10.250 1.4381 0.08469 0.07783 -0.1010 0.1056 1.0000
10.500 1.4524 0.09162 0.08493 -0.1005 0.1129 1.0000
10.750 1.4092 0.09425 0.08799 -0.0953 0.1145 1.0000
11.000 1.3712 0.09845 0.09245 -0.0924 0.1155 1.0000
11.250 1.3347 0.10381 0.09802 -0.0917 0.1163 1.0000
11.500 1.2994 0.11024 0.10462 -0.0930 0.1167 1.0000
11.750 1.2639 0.11798 0.11247 -0.0965 0.1170 1.0000
12.000 1.2269 0.12780 0.12235 -0.1028 0.1180 1.0000
12.250 1.2140 0.13776 0.13234 -0.1081 0.1274 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 499 AIRFOIL (goe499-il)