GOE 417 AIRFOIL (goe417-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 417 AIRFOIL (goe417-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.36 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe417-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe417-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 417 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3022 0.10690 0.10056 -0.0222 1.0000 0.0972
-7.250 -0.3112 0.10712 0.10091 -0.0226 1.0000 0.0982
-7.000 -0.3165 0.10754 0.10144 -0.0248 1.0000 0.0987
-6.750 -0.3061 0.09996 0.09390 -0.0194 1.0000 0.1020
-6.500 -0.3048 0.09740 0.09141 -0.0180 1.0000 0.1053
-6.250 -0.3056 0.09564 0.08970 -0.0177 1.0000 0.1089
-6.000 -0.3060 0.09505 0.08917 -0.0200 1.0000 0.1120
-5.750 -0.3017 0.09431 0.08849 -0.0241 1.0000 0.1136
-5.500 -0.3013 0.08899 0.08325 -0.0179 1.0000 0.1177
-5.250 -0.2967 0.08691 0.08121 -0.0183 1.0000 0.1243
-5.000 -0.2860 0.08552 0.07983 -0.0232 1.0000 0.1288
-4.750 -0.2854 0.08169 0.07608 -0.0190 1.0000 0.1343
-4.500 -0.2649 0.08081 0.07513 -0.0265 1.0000 0.1431
-4.250 -0.2661 0.07660 0.07104 -0.0216 1.0000 0.1475
-4.000 -0.2433 0.07502 0.06937 -0.0278 1.0000 0.1581
-3.750 -0.2419 0.07131 0.06575 -0.0240 1.0000 0.1642
-3.500 -0.2237 0.06878 0.06317 -0.0271 1.0000 0.1751
-3.250 -0.2049 0.06632 0.06066 -0.0298 1.0000 0.1885
-3.000 -0.1888 0.06365 0.05798 -0.0311 1.0000 0.2030
-2.750 -0.1760 0.06087 0.05523 -0.0310 1.0000 0.2196
-2.500 -0.1551 0.05862 0.05292 -0.0335 1.0000 0.2457
-2.250 -0.1368 0.05631 0.05058 -0.0347 1.0000 0.2739
-2.000 -0.1230 0.05358 0.04786 -0.0344 1.0000 0.3039
-1.750 -0.1125 0.05091 0.04527 -0.0328 1.0000 0.3388
-0.750 -0.0930 0.04091 0.03571 -0.0185 1.0000 0.5727
-0.500 -0.0824 0.03874 0.03360 -0.0160 1.0000 0.6188
-0.250 -0.0606 0.03693 0.03178 -0.0167 1.0000 0.6539
0.000 0.0057 0.03508 0.02978 -0.0266 0.9874 0.6779
0.250 0.2308 0.03852 0.03100 -0.0750 0.9605 0.3349
0.500 0.3138 0.03805 0.02946 -0.0841 0.9434 0.2111
0.750 0.3756 0.03697 0.02781 -0.0896 0.9270 0.1804
1.000 0.4248 0.03623 0.02663 -0.0931 0.9079 0.1737
1.250 0.4768 0.03546 0.02547 -0.0968 0.8887 0.1702
1.500 0.5344 0.03454 0.02419 -0.1010 0.8710 0.1683
1.750 0.5863 0.03371 0.02311 -0.1040 0.8518 0.1712
2.000 0.6322 0.03288 0.02227 -0.1062 0.8312 0.1832
2.250 0.6864 0.03168 0.02120 -0.1092 0.8133 0.2187
2.500 0.7430 0.02905 0.01975 -0.1120 0.7971 1.0000
2.750 0.7777 0.02894 0.01925 -0.1118 0.7743 1.0000
3.000 0.8223 0.02829 0.01838 -0.1126 0.7551 1.0000
3.250 0.8589 0.02795 0.01789 -0.1125 0.7343 1.0000
3.500 0.8938 0.02766 0.01752 -0.1122 0.7133 1.0000
3.750 0.9331 0.02712 0.01687 -0.1122 0.6948 1.0000
4.000 0.9586 0.02743 0.01712 -0.1109 0.6724 1.0000
4.250 0.9919 0.02728 0.01691 -0.1103 0.6529 1.0000
4.500 1.0186 0.02756 0.01713 -0.1091 0.6319 1.0000
4.750 1.0455 0.02785 0.01735 -0.1079 0.6110 1.0000
5.000 1.0752 0.02803 0.01741 -0.1069 0.5916 1.0000
5.250 1.0953 0.02886 0.01833 -0.1053 0.5708 1.0000
5.500 1.1200 0.02944 0.01889 -0.1041 0.5517 1.0000
5.750 1.1462 0.02998 0.01938 -0.1031 0.5337 1.0000
6.000 1.1676 0.03089 0.02035 -0.1017 0.5157 1.0000
6.250 1.1881 0.03188 0.02143 -0.1003 0.4976 1.0000
6.500 1.2099 0.03288 0.02255 -0.0991 0.4806 1.0000
6.750 1.2322 0.03389 0.02362 -0.0978 0.4639 1.0000
7.000 1.2541 0.03501 0.02483 -0.0966 0.4481 1.0000
7.250 1.2743 0.03637 0.02632 -0.0954 0.4334 1.0000
7.500 1.2920 0.03809 0.02828 -0.0941 0.4204 1.0000
7.750 1.3081 0.04005 0.03047 -0.0927 0.4089 1.0000
8.000 1.3295 0.04174 0.03231 -0.0918 0.3991 1.0000
8.250 1.3417 0.04404 0.03492 -0.0903 0.3894 1.0000
8.500 1.3494 0.04682 0.03802 -0.0885 0.3811 1.0000
8.750 1.3674 0.04886 0.04029 -0.0875 0.3735 1.0000
9.000 1.3633 0.05284 0.04468 -0.0853 0.3680 1.0000
9.250 1.3468 0.05788 0.05004 -0.0828 0.3634 1.0000
9.500 1.3701 0.05934 0.05172 -0.0819 0.3554 1.0000
9.750 1.3262 0.06739 0.05995 -0.0795 0.3556 1.0000
10.000 1.2548 0.07824 0.07061 -0.0780 0.3569 1.0000
10.250 1.4556 0.04171 0.03360 -0.0687 0.2272 1.0000
10.500 1.4384 0.04241 0.03431 -0.0627 0.1978 1.0000
10.750 1.4184 0.04425 0.03597 -0.0572 0.1703 1.0000
11.000 1.4009 0.04716 0.03867 -0.0532 0.1457 1.0000
11.250 1.3886 0.05050 0.04187 -0.0503 0.1274 1.0000
11.500 1.3801 0.05385 0.04517 -0.0483 0.1144 1.0000
11.750 1.3749 0.05710 0.04835 -0.0467 0.1048 1.0000
12.000 1.3747 0.06060 0.05207 -0.0452 0.0971 1.0000
12.250 1.3792 0.06363 0.05504 -0.0438 0.0911 1.0000
12.500 1.3804 0.06743 0.05918 -0.0428 0.0869 1.0000
12.750 1.3822 0.07076 0.06259 -0.0419 0.0828 1.0000
13.000 1.3845 0.07448 0.06642 -0.0412 0.0794 1.0000
13.250 1.3744 0.07954 0.07183 -0.0414 0.0781 1.0000
13.500 1.3608 0.08516 0.07781 -0.0424 0.0772 1.0000
13.750 1.3434 0.09157 0.08448 -0.0443 0.0771 1.0000
14.000 1.3216 0.09899 0.09218 -0.0473 0.0778 1.0000
14.250 1.2974 0.10736 0.10077 -0.0514 0.0787 1.0000
14.500 1.2740 0.11626 0.10983 -0.0562 0.0798 1.0000
14.750 1.1436 0.15793 0.15147 -0.0852 0.1021 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 417 AIRFOIL (goe417-il)