GOE 406 AIRFOIL (goe406-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 406 AIRFOIL (goe406-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.79 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe406-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe406-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 406 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2647 0.12976 0.12280 -0.0367 1.0000 0.1330
-10.000 -0.2811 0.13045 0.12364 -0.0369 1.0000 0.1347
-9.750 -0.3006 0.13134 0.12469 -0.0367 1.0000 0.1353
-9.500 -0.2675 0.12262 0.11595 -0.0341 1.0000 0.1398
-9.250 -0.2678 0.12049 0.11389 -0.0326 1.0000 0.1433
-9.000 -0.2757 0.11924 0.11276 -0.0310 1.0000 0.1468
-8.750 -0.2912 0.11896 0.11262 -0.0290 1.0000 0.1492
-8.500 -0.3130 0.11939 0.11321 -0.0266 1.0000 0.1504
-8.250 -0.3394 0.12021 0.11417 -0.0240 1.0000 0.1511
-8.000 -0.3673 0.12095 0.11506 -0.0213 1.0000 0.1514
-7.750 -0.3964 0.12163 0.11586 -0.0184 1.0000 0.1517
-7.500 -0.3523 0.11318 0.10737 -0.0166 1.0000 0.1574
-7.250 -0.3634 0.11191 0.10618 -0.0142 1.0000 0.1604
-7.000 -0.3805 0.11111 0.10547 -0.0118 1.0000 0.1627
-6.750 -0.4014 0.11057 0.10502 -0.0093 1.0000 0.1646
-6.500 -0.4251 0.11036 0.10488 -0.0085 1.0000 0.1670
-6.250 -0.4496 0.11068 0.10523 -0.0102 1.0000 0.1683
-6.000 -0.4394 0.10550 0.10014 -0.0060 1.0000 0.1715
-5.750 -0.4387 0.10296 0.09764 -0.0036 1.0000 0.1757
-5.500 -0.4461 0.10118 0.09588 -0.0031 1.0000 0.1812
-5.250 -0.4618 0.10116 0.09578 -0.0077 1.0000 0.1859
-5.000 -0.4550 0.09634 0.09109 -0.0022 1.0000 0.1900
-4.750 -0.4547 0.09414 0.08891 -0.0009 1.0000 0.1968
-4.500 -0.4580 0.09216 0.08687 -0.0032 1.0000 0.2047
-4.250 -0.4549 0.08922 0.08399 0.0004 1.0000 0.2120
-4.000 -0.4539 0.08704 0.08175 -0.0010 1.0000 0.2230
-3.750 -0.4496 0.08587 0.08046 -0.0025 1.0000 0.2384
-3.500 -0.4476 0.08199 0.07675 0.0022 1.0000 0.2447
-3.250 -0.4436 0.07969 0.07442 0.0025 1.0000 0.2599
-3.000 -0.4393 0.07747 0.07219 0.0035 1.0000 0.2767
-2.500 -0.4319 0.07299 0.06775 0.0077 1.0000 0.3158
-2.250 -0.4079 0.07065 0.06543 0.0067 0.9883 0.3658
-2.000 -0.3829 0.06826 0.06315 0.0084 0.9710 0.4380
-1.750 -0.3702 0.06625 0.06120 0.0120 0.9563 0.5046
-1.250 -0.3492 0.06109 0.05624 0.0219 0.9295 0.6089
-1.000 -0.3408 0.05849 0.05373 0.0266 0.9164 0.6512
-0.750 -0.3249 0.05633 0.05156 0.0281 0.9032 0.6801
-0.500 -0.2988 0.05413 0.04929 0.0265 0.8885 0.6946
-0.250 -0.2524 0.05262 0.04753 0.0179 0.8723 0.6806
0.000 -0.0390 0.05430 0.04635 -0.0329 0.8462 0.3050
0.250 0.0199 0.05324 0.04443 -0.0371 0.8315 0.2283
0.500 0.0683 0.05245 0.04300 -0.0392 0.8170 0.1991
0.750 0.1026 0.05193 0.04197 -0.0394 0.8011 0.1840
1.000 0.1365 0.05109 0.04089 -0.0401 0.7854 0.1744
1.250 0.1741 0.05076 0.04012 -0.0408 0.7689 0.1666
1.500 0.2122 0.05018 0.03936 -0.0423 0.7529 0.1633
1.750 0.2662 0.04979 0.03863 -0.0464 0.7366 0.1654
2.000 0.3351 0.04915 0.03773 -0.0531 0.7202 0.1710
2.250 0.3936 0.04861 0.03713 -0.0579 0.7048 0.1789
2.500 0.4761 0.04670 0.03532 -0.0650 0.6954 0.2154
2.750 0.6268 0.04381 0.03361 -0.0858 0.6806 1.0000
3.000 0.6457 0.04458 0.03419 -0.0843 0.6650 1.0000
3.500 0.6850 0.04614 0.03546 -0.0816 0.6374 1.0000
3.750 0.7355 0.04517 0.03432 -0.0833 0.6292 1.0000
4.000 0.7291 0.04760 0.03670 -0.0797 0.6147 1.0000
4.250 0.8046 0.04523 0.03419 -0.0839 0.6104 1.0000
4.500 0.7780 0.04880 0.03774 -0.0782 0.5956 1.0000
4.750 0.7505 0.05326 0.04220 -0.0741 0.5816 1.0000
5.000 0.8101 0.05130 0.04014 -0.0756 0.5778 1.0000
5.250 0.7533 0.05865 0.04752 -0.0708 0.5643 1.0000
5.500 0.7480 0.06203 0.05088 -0.0691 0.5567 1.0000
5.750 0.7387 0.06578 0.05462 -0.0676 0.5494 1.0000
6.000 0.7809 0.06539 0.05419 -0.0679 0.5448 1.0000
6.250 0.7347 0.07255 0.06137 -0.0657 0.5400 1.0000
6.500 0.7199 0.07712 0.06596 -0.0648 0.5376 1.0000
6.750 0.7130 0.08106 0.06991 -0.0642 0.5362 1.0000
7.000 0.7077 0.08493 0.07378 -0.0638 0.5360 1.0000
7.250 0.7024 0.08898 0.07785 -0.0637 0.5384 1.0000
7.500 0.7117 0.09254 0.08142 -0.0643 0.5427 1.0000
7.750 0.5948 0.10590 0.09504 -0.0667 0.6564 1.0000
8.000 0.6056 0.10802 0.09714 -0.0664 0.6491 1.0000
8.250 0.6323 0.11150 0.10062 -0.0677 0.6448 1.0000
8.500 0.6276 0.11339 0.10251 -0.0664 0.6411 1.0000
8.750 0.6324 0.11521 0.10434 -0.0656 0.6334 1.0000
9.000 0.6586 0.11867 0.10780 -0.0668 0.6283 1.0000
9.250 0.6517 0.12015 0.10929 -0.0653 0.6215 1.0000
9.500 0.6672 0.12269 0.11187 -0.0655 0.6140 1.0000
9.750 0.6977 0.12728 0.11649 -0.0672 0.6104 1.0000
10.000 0.6806 0.12736 0.11659 -0.0648 0.6005 1.0000
10.250 0.7085 0.13125 0.12053 -0.0660 0.5947 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 406 AIRFOIL (goe406-il)