GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 50.86 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe446-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe446-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 446 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.1879 0.10751 0.10283 -0.0685 0.9416 0.1027
-7.250 -0.2132 0.10797 0.10336 -0.0693 0.9299 0.1036
-7.000 -0.2238 0.10710 0.10245 -0.0790 0.9186 0.1043
-6.750 -0.2071 0.10138 0.09680 -0.0732 0.9169 0.1053
-6.500 -0.1873 0.09766 0.09307 -0.0712 0.9141 0.1068
-6.250 -0.1646 0.09426 0.08965 -0.0732 0.9109 0.1096
-6.000 -0.1719 0.09295 0.08837 -0.0712 0.9024 0.1115
-5.750 -0.1575 0.09006 0.08543 -0.0773 0.8966 0.1167
-5.500 -0.1581 0.08775 0.08298 -0.0880 0.8860 0.1199
-5.250 -0.1436 0.08395 0.07925 -0.0847 0.8826 0.1213
-5.000 -0.1173 0.08059 0.07588 -0.0856 0.8797 0.1239
-4.750 -0.1193 0.07910 0.07440 -0.0835 0.8705 0.1260
-4.500 -0.0703 0.07434 0.06925 -0.1000 0.8647 0.1363
-4.250 -0.0671 0.07189 0.06688 -0.0966 0.8568 0.1375
-4.000 -0.0453 0.06910 0.06410 -0.0966 0.8514 0.1403
-3.750 0.0100 0.06488 0.05950 -0.1084 0.8479 0.1535
-3.500 0.0065 0.06355 0.05827 -0.1041 0.8385 0.1551
-3.250 0.0384 0.06107 0.05575 -0.1061 0.8343 0.1635
-3.000 0.0856 0.05741 0.05191 -0.1125 0.8317 0.1753
-2.750 0.0961 0.05663 0.05089 -0.1129 0.8212 0.1882
-2.500 0.1726 0.04809 0.04102 -0.1244 0.8188 0.1190
-2.250 0.2069 0.04681 0.04016 -0.1265 0.8160 0.1413
-2.000 0.2394 0.04239 0.03483 -0.1286 0.8083 0.1095
-1.750 0.2813 0.04004 0.03199 -0.1313 0.8037 0.1090
-1.500 0.3301 0.03785 0.02937 -0.1346 0.8010 0.1111
-1.250 0.3819 0.03602 0.02700 -0.1380 0.7991 0.1187
-0.750 0.4343 0.03477 0.02563 -0.1378 0.7846 0.1409
-0.500 0.4567 0.03461 0.02545 -0.1372 0.7765 0.1602
-0.250 0.4906 0.03403 0.02478 -0.1379 0.7705 0.1850
0.000 0.5355 0.03294 0.02379 -0.1404 0.7679 0.2153
0.250 0.5855 0.03163 0.02244 -0.1434 0.7665 0.2357
0.500 0.5893 0.03248 0.02337 -0.1399 0.7535 0.2432
0.750 0.6361 0.03125 0.02221 -0.1422 0.7515 0.2632
1.000 0.6842 0.02995 0.02100 -0.1447 0.7499 0.2943
1.250 0.6921 0.03065 0.02188 -0.1418 0.7370 0.3286
1.500 0.7319 0.02818 0.02078 -0.1421 0.7349 1.0000
1.750 0.7787 0.02738 0.01969 -0.1443 0.7327 1.0000
2.000 0.7851 0.02851 0.02076 -0.1411 0.7197 1.0000
2.250 0.8300 0.02778 0.01985 -0.1432 0.7171 1.0000
2.500 0.8379 0.02887 0.02091 -0.1403 0.7047 1.0000
2.750 0.8817 0.02814 0.02005 -0.1422 0.7016 1.0000
3.000 0.9282 0.02732 0.01911 -0.1444 0.6991 1.0000
3.250 0.9328 0.02855 0.02034 -0.1411 0.6862 1.0000
3.500 0.9770 0.02787 0.01956 -0.1431 0.6834 1.0000
3.750 0.9804 0.02928 0.02100 -0.1397 0.6711 1.0000
4.000 1.0231 0.02862 0.02028 -0.1415 0.6678 1.0000
4.250 1.0277 0.02999 0.02167 -0.1384 0.6564 1.0000
4.500 1.0670 0.02952 0.02116 -0.1397 0.6524 1.0000
4.750 1.1117 0.02887 0.02046 -0.1419 0.6498 1.0000
5.000 1.1053 0.03086 0.02253 -0.1373 0.6376 1.0000
5.250 1.1495 0.03015 0.02180 -0.1394 0.6346 1.0000
5.500 1.1410 0.03237 0.02409 -0.1347 0.6233 1.0000
5.750 1.1806 0.03190 0.02362 -0.1361 0.6197 1.0000
6.000 1.2282 0.03107 0.02278 -0.1387 0.6172 1.0000
6.250 1.2071 0.03395 0.02578 -0.1324 0.6052 1.0000
6.500 1.2539 0.03307 0.02491 -0.1347 0.6025 1.0000
6.750 1.2245 0.03646 0.02841 -0.1275 0.5905 1.0000
7.000 1.2801 0.03491 0.02688 -0.1308 0.5877 1.0000
7.250 1.2632 0.03742 0.02948 -0.1250 0.5771 1.0000
7.500 1.3610 0.03236 0.02435 -0.1325 0.5719 1.0000
7.750 1.3831 0.03210 0.02414 -0.1310 0.5618 1.0000
8.000 1.4341 0.03059 0.02259 -0.1336 0.5545 1.0000
8.250 1.4368 0.03177 0.02390 -0.1300 0.5458 1.0000
8.500 1.4766 0.03114 0.02330 -0.1314 0.5390 1.0000
8.750 1.4850 0.03199 0.02427 -0.1285 0.5305 1.0000
9.000 1.5224 0.03145 0.02376 -0.1295 0.5227 1.0000
9.250 1.5283 0.03236 0.02480 -0.1262 0.5140 1.0000
9.500 1.5799 0.03119 0.02359 -0.1292 0.5047 1.0000
9.750 1.5703 0.03239 0.02497 -0.1234 0.4942 1.0000
10.000 1.5887 0.03225 0.02485 -0.1215 0.4817 1.0000
10.250 1.6073 0.03201 0.02459 -0.1195 0.4677 1.0000
10.500 1.6225 0.03199 0.02457 -0.1171 0.4534 1.0000
10.750 1.6355 0.03216 0.02472 -0.1145 0.4391 1.0000
11.000 1.6314 0.03312 0.02579 -0.1099 0.4259 1.0000
11.250 1.6273 0.03420 0.02697 -0.1056 0.4121 1.0000
11.500 1.6242 0.03535 0.02819 -0.1016 0.3976 1.0000
11.750 1.6204 0.03667 0.02961 -0.0978 0.3828 1.0000
12.000 1.6146 0.03827 0.03128 -0.0942 0.3675 1.0000
12.250 1.6067 0.04019 0.03328 -0.0907 0.3510 1.0000
12.500 1.5974 0.04240 0.03555 -0.0875 0.3331 1.0000
12.750 1.5886 0.04476 0.03792 -0.0846 0.3141 1.0000
13.000 1.5792 0.04740 0.04053 -0.0820 0.2950 1.0000
13.250 1.5707 0.05023 0.04333 -0.0798 0.2766 1.0000
13.500 1.5635 0.05308 0.04613 -0.0778 0.2597 1.0000
13.750 1.5565 0.05605 0.04905 -0.0760 0.2443 1.0000
14.000 1.5485 0.05927 0.05223 -0.0744 0.2296 1.0000
14.250 1.5410 0.06258 0.05552 -0.0730 0.2163 1.0000
14.500 1.5338 0.06595 0.05887 -0.0719 0.2042 1.0000
14.750 1.5241 0.06974 0.06264 -0.0709 0.1915 1.0000
15.000 1.5136 0.07386 0.06681 -0.0703 0.1789 1.0000
15.250 1.5024 0.07824 0.07126 -0.0699 0.1662 1.0000
15.500 1.4893 0.08300 0.07606 -0.0698 0.1529 1.0000
15.750 1.4744 0.08817 0.08124 -0.0699 0.1388 1.0000
16.000 1.4582 0.09366 0.08671 -0.0703 0.1242 1.0000
16.250 1.4418 0.09926 0.09225 -0.0709 0.1099 1.0000
16.500 1.4277 0.10463 0.09755 -0.0716 0.0968 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)