GOE 407 AIRFOIL (goe407-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 407 AIRFOIL (goe407-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.91 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe407-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe407-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 407 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 -0.3181 0.12735 0.11999 -0.0301 1.0000 0.1295
-10.000 -0.3275 0.12719 0.11993 -0.0313 1.0000 0.1318
-9.750 -0.3430 0.12791 0.12079 -0.0326 1.0000 0.1326
-9.500 -0.3131 0.11923 0.11205 -0.0303 1.0000 0.1369
-9.250 -0.3086 0.11637 0.10925 -0.0297 1.0000 0.1413
-9.000 -0.3116 0.11464 0.10760 -0.0298 1.0000 0.1452
-8.750 -0.3262 0.11458 0.10768 -0.0303 1.0000 0.1475
-8.500 -0.3473 0.11506 0.10833 -0.0303 1.0000 0.1483
-8.250 -0.3125 0.10697 0.10018 -0.0281 1.0000 0.1542
-8.000 -0.3149 0.10494 0.09824 -0.0272 1.0000 0.1588
-7.750 -0.3307 0.10433 0.09779 -0.0263 1.0000 0.1621
-7.500 -0.3559 0.10460 0.09824 -0.0249 1.0000 0.1634
-7.250 -0.3414 0.09955 0.09323 -0.0228 1.0000 0.1680
-7.000 -0.3447 0.09747 0.09124 -0.0206 1.0000 0.1736
-6.750 -0.3614 0.09669 0.09060 -0.0194 1.0000 0.1774
-6.500 -0.3854 0.09705 0.09109 -0.0196 1.0000 0.1793
-6.250 -0.3757 0.09235 0.08647 -0.0153 1.0000 0.1842
-6.000 -0.3827 0.09064 0.08484 -0.0130 1.0000 0.1898
-5.750 -0.4021 0.09064 0.08490 -0.0136 1.0000 0.1947
-5.500 -0.4050 0.08764 0.08198 -0.0111 1.0000 0.1979
-5.250 -0.4056 0.08520 0.07961 -0.0081 1.0000 0.2042
-5.000 -0.4160 0.08479 0.07915 -0.0108 1.0000 0.2121
-4.750 -0.4132 0.08113 0.07560 -0.0061 1.0000 0.2173
-4.500 -0.4155 0.07978 0.07419 -0.0079 1.0000 0.2287
-4.250 -0.4130 0.07677 0.07127 -0.0042 1.0000 0.2362
-4.000 -0.4111 0.07451 0.06899 -0.0039 1.0000 0.2482
-3.750 -0.4077 0.07229 0.06675 -0.0033 1.0000 0.2633
-3.500 -0.4038 0.07000 0.06445 -0.0020 1.0000 0.2798
-3.250 -0.4002 0.06764 0.06213 0.0003 1.0000 0.2997
-3.000 -0.3977 0.06546 0.05997 0.0023 1.0000 0.3291
-2.750 -0.3966 0.06326 0.05783 0.0057 1.0000 0.3622
-2.250 -0.4019 0.05926 0.05399 0.0158 1.0000 0.4560
-2.000 -0.4061 0.05662 0.05150 0.0224 1.0000 0.4956
-1.750 -0.4070 0.05449 0.04944 0.0276 1.0000 0.5356
-1.500 -0.4052 0.05250 0.04748 0.0311 1.0000 0.5735
-1.250 -0.3932 0.04984 0.04491 0.0347 0.9947 0.6116
-1.000 -0.3618 0.04755 0.04259 0.0327 0.9837 0.6451
-0.750 -0.3145 0.04570 0.04056 0.0250 0.9714 0.6545
-0.500 -0.2399 0.04421 0.03864 0.0096 0.9574 0.6186
-0.250 -0.0599 0.04553 0.03726 -0.0298 0.9379 0.2700
0.000 -0.0039 0.04477 0.03565 -0.0340 0.9253 0.2066
0.250 0.0460 0.04420 0.03434 -0.0369 0.9128 0.1790
0.500 0.0820 0.04309 0.03303 -0.0385 0.8995 0.1712
0.750 0.1210 0.04248 0.03208 -0.0404 0.8858 0.1690
1.000 0.1609 0.04201 0.03131 -0.0423 0.8718 0.1676
1.250 0.2058 0.04161 0.03059 -0.0450 0.8574 0.1665
1.500 0.2665 0.04112 0.02985 -0.0507 0.8423 0.1702
1.750 0.3215 0.04069 0.02933 -0.0553 0.8271 0.1850
2.000 0.3692 0.04026 0.02893 -0.0585 0.8121 0.2061
2.250 0.4195 0.03931 0.02852 -0.0622 0.7974 0.2908
2.500 0.5348 0.03783 0.02766 -0.0772 0.7823 1.0000
2.750 0.5710 0.03810 0.02776 -0.0781 0.7660 1.0000
3.000 0.6069 0.03835 0.02789 -0.0789 0.7505 1.0000
3.250 0.6463 0.03838 0.02782 -0.0800 0.7357 1.0000
3.500 0.7073 0.03754 0.02692 -0.0838 0.7240 1.0000
3.750 0.7363 0.03786 0.02721 -0.0835 0.7085 1.0000
4.000 0.7624 0.03830 0.02762 -0.0827 0.6931 1.0000
4.250 0.7855 0.03890 0.02821 -0.0816 0.6780 1.0000
4.500 0.8042 0.03977 0.02909 -0.0801 0.6633 1.0000
4.750 0.8205 0.04082 0.03014 -0.0783 0.6489 1.0000
5.000 0.8358 0.04201 0.03134 -0.0766 0.6356 1.0000
5.250 0.8944 0.04082 0.03020 -0.0792 0.6275 1.0000
5.500 0.8909 0.04304 0.03246 -0.0756 0.6132 1.0000
5.750 0.8795 0.04593 0.03535 -0.0716 0.5998 1.0000
6.000 0.8760 0.04846 0.03790 -0.0685 0.5888 1.0000
6.250 0.9127 0.04861 0.03813 -0.0690 0.5803 1.0000
6.500 0.8644 0.05442 0.04389 -0.0634 0.5675 1.0000
6.750 0.8736 0.05656 0.04606 -0.0621 0.5590 1.0000
7.000 0.8552 0.06104 0.05055 -0.0602 0.5502 1.0000
7.250 0.8539 0.06429 0.05383 -0.0590 0.5430 1.0000
7.500 0.8384 0.06861 0.05817 -0.0577 0.5358 1.0000
7.750 0.8522 0.07058 0.06022 -0.0569 0.5276 1.0000
8.000 0.8966 0.06926 0.05904 -0.0557 0.5144 1.0000
8.250 0.9260 0.06855 0.05845 -0.0538 0.4988 1.0000
8.500 0.9626 0.06681 0.05685 -0.0515 0.4833 1.0000
8.750 0.9201 0.07399 0.06399 -0.0504 0.4723 1.0000
9.000 1.1637 0.05205 0.04273 -0.0525 0.4525 1.0000
9.250 1.1984 0.05099 0.04184 -0.0513 0.4363 1.0000
9.500 1.2194 0.05090 0.04189 -0.0490 0.4193 1.0000
9.750 0.9847 0.07778 0.06829 -0.0436 0.4187 1.0000
10.000 1.1565 0.05901 0.05010 -0.0384 0.3955 1.0000
10.500 1.3580 0.04865 0.03974 -0.0449 0.3260 1.0000
10.750 1.3645 0.05021 0.04140 -0.0418 0.3100 1.0000
11.000 1.3288 0.05399 0.04546 -0.0350 0.3032 1.0000
11.250 1.3339 0.05580 0.04733 -0.0321 0.2911 1.0000
11.500 1.2888 0.06042 0.05211 -0.0258 0.2880 1.0000
11.750 1.2459 0.06607 0.05783 -0.0219 0.2845 1.0000
12.000 1.1966 0.07389 0.06568 -0.0205 0.2818 1.0000
12.250 1.3470 0.06317 0.05505 -0.0210 0.2491 1.0000
12.500 1.2985 0.06911 0.06115 -0.0169 0.2491 1.0000
13.000 1.3625 0.06346 0.05530 -0.0122 0.2043 1.0000
13.250 1.3262 0.06901 0.06111 -0.0096 0.2040 1.0000
13.500 1.2860 0.07601 0.06831 -0.0086 0.2047 1.0000
14.000 1.3242 0.07278 0.06480 -0.0036 0.1633 1.0000
14.250 1.2888 0.07949 0.07176 -0.0036 0.1633 1.0000
14.500 0.8452 0.17343 0.16465 -0.0617 0.3517 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 407 AIRFOIL (goe407-il)