GOE 401 AIRFOIL (goe401-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 401 AIRFOIL (goe401-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.93 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe401-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe401-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 401 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3230 0.10648 0.09949 -0.0199 1.0000 0.1296
-8.000 -0.3281 0.10559 0.09871 -0.0207 1.0000 0.1323
-7.750 -0.3404 0.10587 0.09916 -0.0222 1.0000 0.1335
-7.500 -0.3311 0.10093 0.09427 -0.0211 1.0000 0.1356
-7.250 -0.3194 0.09673 0.09010 -0.0196 1.0000 0.1398
-7.000 -0.3179 0.09445 0.08790 -0.0197 1.0000 0.1439
-6.750 -0.3217 0.09366 0.08723 -0.0225 1.0000 0.1477
-6.500 -0.3205 0.09132 0.08499 -0.0241 1.0000 0.1498
-6.250 -0.3108 0.08689 0.08061 -0.0205 1.0000 0.1553
-6.000 -0.3095 0.08529 0.07909 -0.0221 1.0000 0.1614
-5.750 -0.3080 0.08336 0.07724 -0.0241 1.0000 0.1646
-5.500 -0.3030 0.07973 0.07369 -0.0207 1.0000 0.1697
-5.250 -0.3006 0.07869 0.07266 -0.0232 1.0000 0.1769
-5.000 -0.2984 0.07571 0.06976 -0.0221 1.0000 0.1801
-4.750 -0.2958 0.07306 0.06718 -0.0197 1.0000 0.1856
-4.500 -0.2893 0.07168 0.06575 -0.0226 1.0000 0.1934
-4.250 -0.2874 0.06860 0.06277 -0.0194 1.0000 0.1987
-4.000 -0.2785 0.06671 0.06083 -0.0213 1.0000 0.2087
-3.750 -0.2669 0.06527 0.05931 -0.0231 1.0000 0.2217
-3.500 -0.2653 0.06181 0.05599 -0.0194 1.0000 0.2282
-3.250 -0.2565 0.05955 0.05372 -0.0193 1.0000 0.2434
-3.000 -0.2446 0.05767 0.05178 -0.0205 1.0000 0.2677
-2.750 -0.2394 0.05507 0.04928 -0.0183 1.0000 0.2873
-2.500 -0.2324 0.05292 0.04717 -0.0170 1.0000 0.3180
-2.000 -0.2255 0.04873 0.04318 -0.0113 1.0000 0.4002
-1.750 -0.2225 0.04666 0.04120 -0.0082 1.0000 0.4438
-1.500 -0.1942 0.04416 0.03873 -0.0096 0.9901 0.5019
-1.250 -0.1511 0.04124 0.03584 -0.0132 0.9737 0.5501
-1.000 -0.0950 0.03871 0.03319 -0.0205 0.9557 0.5783
-0.750 -0.0243 0.03641 0.03065 -0.0318 0.9361 0.5750
-0.500 0.1364 0.03660 0.02904 -0.0634 0.9138 0.3370
-0.250 0.2140 0.03629 0.02763 -0.0709 0.8932 0.2186
0.000 0.2724 0.03503 0.02583 -0.0752 0.8750 0.1903
0.250 0.3294 0.03345 0.02392 -0.0794 0.8579 0.1826
0.500 0.3854 0.03225 0.02229 -0.0830 0.8413 0.1761
0.750 0.4351 0.03106 0.02080 -0.0854 0.8246 0.1766
1.000 0.4887 0.02984 0.01933 -0.0886 0.8080 0.1891
1.250 0.5359 0.02870 0.01808 -0.0905 0.7915 0.2100
1.500 0.5735 0.02748 0.01696 -0.0910 0.7754 0.2553
1.750 0.6297 0.02489 0.01569 -0.0946 0.7596 1.0000
2.000 0.6566 0.02532 0.01577 -0.0936 0.7424 1.0000
2.250 0.6819 0.02581 0.01603 -0.0926 0.7260 1.0000
2.500 0.7076 0.02627 0.01631 -0.0916 0.7106 1.0000
2.750 0.7344 0.02668 0.01657 -0.0907 0.6963 1.0000
3.000 0.7586 0.02722 0.01699 -0.0896 0.6817 1.0000
3.250 0.7806 0.02793 0.01763 -0.0884 0.6672 1.0000
3.500 0.8024 0.02867 0.01832 -0.0872 0.6530 1.0000
3.750 0.8233 0.02950 0.01912 -0.0860 0.6395 1.0000
4.000 0.8447 0.03034 0.01994 -0.0848 0.6264 1.0000
4.250 0.8677 0.03108 0.02065 -0.0837 0.6141 1.0000
4.500 0.8962 0.03145 0.02099 -0.0830 0.6033 1.0000
4.750 0.9146 0.03256 0.02214 -0.0817 0.5903 1.0000
5.000 0.9309 0.03391 0.02356 -0.0804 0.5779 1.0000
5.250 0.9496 0.03515 0.02486 -0.0792 0.5665 1.0000
5.500 0.9789 0.03553 0.02525 -0.0785 0.5568 1.0000
5.750 0.9913 0.03733 0.02718 -0.0771 0.5450 1.0000
6.000 1.0022 0.03937 0.02934 -0.0758 0.5340 1.0000
6.250 1.0274 0.04022 0.03025 -0.0749 0.5249 1.0000
6.500 1.0362 0.04254 0.03274 -0.0736 0.5146 1.0000
6.750 1.0372 0.04567 0.03602 -0.0721 0.5050 1.0000
7.000 1.0693 0.04601 0.03644 -0.0714 0.4970 1.0000
7.250 1.0378 0.05228 0.04285 -0.0697 0.4873 1.0000
7.500 1.0843 0.05149 0.04219 -0.0692 0.4808 1.0000
7.750 0.9759 0.06519 0.05578 -0.0681 0.4745 1.0000
8.000 0.9619 0.07025 0.06085 -0.0681 0.4691 1.0000
8.250 0.9724 0.07323 0.06392 -0.0678 0.4640 1.0000
8.500 0.9457 0.07997 0.07064 -0.0689 0.4639 1.0000
8.750 0.9339 0.08538 0.07608 -0.0699 0.4644 1.0000
9.000 0.9291 0.09032 0.08109 -0.0709 0.4655 1.0000
9.750 1.2755 0.05390 0.04618 -0.0516 0.3551 1.0000
10.000 1.1970 0.06550 0.05779 -0.0496 0.3579 1.0000
10.250 1.3436 0.04080 0.03271 -0.0411 0.2487 1.0000
10.500 1.3336 0.04131 0.03275 -0.0356 0.2082 1.0000
10.750 1.3217 0.04319 0.03436 -0.0309 0.1816 1.0000
11.000 1.3108 0.04565 0.03672 -0.0272 0.1624 1.0000
11.250 1.3051 0.04826 0.03927 -0.0244 0.1472 1.0000
11.500 1.3035 0.05100 0.04194 -0.0222 0.1347 1.0000
11.750 1.3062 0.05370 0.04453 -0.0204 0.1240 1.0000
12.000 1.3212 0.05625 0.04689 -0.0190 0.1136 1.0000
12.250 1.3192 0.05993 0.05098 -0.0176 0.1096 1.0000
12.500 1.3241 0.06324 0.05445 -0.0165 0.1047 1.0000
12.750 1.3337 0.06680 0.05806 -0.0155 0.1000 1.0000
13.000 1.3182 0.07129 0.06290 -0.0151 0.0990 1.0000
13.250 1.3003 0.07635 0.06828 -0.0154 0.0985 1.0000
13.500 1.2788 0.08222 0.07442 -0.0167 0.0986 1.0000
13.750 1.2537 0.08898 0.08143 -0.0190 0.0991 1.0000
14.000 1.2278 0.09655 0.08920 -0.0223 0.1001 1.0000
14.250 1.2010 0.10502 0.09781 -0.0264 0.1010 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 401 AIRFOIL (goe401-il)