GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.6 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe446-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe446-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3363 0.14199 0.13570 -0.0249 1.0000 0.1500
-9.000 -0.3568 0.14292 0.13672 -0.0239 1.0000 0.1513
-8.750 -0.3812 0.14418 0.13809 -0.0227 1.0000 0.1519
-8.500 -0.3779 0.14003 0.13399 -0.0214 1.0000 0.1532
-8.250 -0.3595 0.13472 0.12866 -0.0194 1.0000 0.1564
-8.000 -0.3611 0.13267 0.12666 -0.0177 1.0000 0.1596
-7.750 -0.3686 0.13129 0.12533 -0.0163 1.0000 0.1630
-7.500 -0.3833 0.13067 0.12479 -0.0149 1.0000 0.1661
-7.250 -0.4080 0.13107 0.12529 -0.0133 1.0000 0.1679
-7.000 -0.4367 0.13173 0.12605 -0.0120 1.0000 0.1687
-6.750 -0.4417 0.12870 0.12309 -0.0112 1.0000 0.1702
-6.500 -0.4191 0.12358 0.11795 -0.0080 1.0000 0.1753
-6.250 -0.4271 0.12189 0.11631 -0.0063 1.0000 0.1790
-6.000 -0.4396 0.12059 0.11507 -0.0063 1.0000 0.1831
-5.750 -0.4604 0.12098 0.11549 -0.0137 1.0000 0.1863
-5.500 -0.4536 0.11607 0.11066 -0.0083 1.0000 0.1885
-5.250 -0.4494 0.11310 0.10770 -0.0054 1.0000 0.1923
-5.000 -0.4496 0.11083 0.10546 -0.0056 1.0000 0.1978
-4.750 -0.4503 0.10894 0.10355 -0.0139 1.0000 0.2044
-4.500 -0.4475 0.10542 0.10008 -0.0089 1.0000 0.2075
-4.250 -0.4431 0.10295 0.09763 -0.0080 1.0000 0.2137
-4.000 -0.4339 0.10023 0.09487 -0.0144 1.0000 0.2228
-3.750 -0.4303 0.09748 0.09217 -0.0111 1.0000 0.2277
-3.500 -0.4163 0.09489 0.08953 -0.0167 1.0000 0.2403
-3.250 -0.4121 0.09242 0.08710 -0.0137 1.0000 0.2478
-3.000 -0.4003 0.08982 0.08448 -0.0159 1.0000 0.2609
-2.750 -0.3873 0.08745 0.08210 -0.0180 1.0000 0.2767
-2.500 -0.3747 0.08520 0.07984 -0.0193 1.0000 0.2935
-2.250 -0.3628 0.08303 0.07767 -0.0198 1.0000 0.3111
-2.000 -0.3521 0.08096 0.07562 -0.0195 1.0000 0.3301
-1.750 -0.3377 0.07925 0.07389 -0.0209 1.0000 0.3613
-1.500 -0.3318 0.07724 0.07196 -0.0182 1.0000 0.3833
-0.750 0.0550 0.06444 0.05620 -0.0966 0.9046 0.2005
-0.500 0.0056 0.06596 0.05785 -0.0876 0.9470 0.2026
-0.250 0.1620 0.06119 0.05180 -0.1080 0.8803 0.1894
0.000 0.1894 0.06064 0.05097 -0.1092 0.8699 0.1916
0.250 0.2325 0.06034 0.05013 -0.1123 0.8591 0.2035
0.500 0.2703 0.06000 0.04957 -0.1148 0.8496 0.2204
0.750 0.2922 0.06015 0.04966 -0.1151 0.8409 0.2405
1.000 0.3376 0.06017 0.04962 -0.1184 0.8319 0.2809
1.500 0.3959 0.06118 0.05042 -0.1201 0.8147 0.3329
1.750 0.3953 0.06240 0.05165 -0.1176 0.8088 0.3454
2.000 0.4220 0.06318 0.05250 -0.1184 0.8023 0.3742
2.250 0.4468 0.06389 0.05355 -0.1190 0.7950 0.4258
2.500 0.4482 0.06350 0.05475 -0.1157 0.7911 0.8822
2.750 0.4593 0.06546 0.05619 -0.1150 0.7900 1.0000
3.000 0.4691 0.06758 0.05800 -0.1143 0.7903 1.0000
3.250 0.4782 0.06993 0.06015 -0.1139 0.7939 1.0000
3.500 0.4117 0.07463 0.06526 -0.1084 0.8813 1.0000
3.750 0.4297 0.07672 0.06707 -0.1086 0.8765 1.0000
4.000 0.4471 0.07826 0.06842 -0.1086 0.8665 1.0000
4.250 0.4724 0.08097 0.07093 -0.1101 0.8621 1.0000
4.500 0.4805 0.08199 0.07187 -0.1088 0.8517 1.0000
4.750 0.5091 0.08495 0.07468 -0.1108 0.8463 1.0000
5.000 0.5150 0.08591 0.07559 -0.1091 0.8359 1.0000
5.250 0.5453 0.08910 0.07866 -0.1114 0.8305 1.0000
5.500 0.5494 0.08997 0.07950 -0.1096 0.8194 1.0000
5.750 0.5759 0.09304 0.08250 -0.1113 0.8139 1.0000
6.000 0.5829 0.09416 0.08360 -0.1100 0.8025 1.0000
6.250 0.6013 0.09677 0.08618 -0.1105 0.7963 1.0000
6.500 0.6170 0.09857 0.08796 -0.1105 0.7851 1.0000
6.750 0.6260 0.10062 0.09001 -0.1098 0.7773 1.0000
7.000 0.6530 0.10334 0.09272 -0.1113 0.7672 1.0000
7.250 0.6537 0.10481 0.09421 -0.1096 0.7574 1.0000
7.500 0.6919 0.10872 0.09812 -0.1126 0.7491 1.0000
7.750 0.6852 0.10943 0.09887 -0.1100 0.7373 1.0000
8.000 0.7034 0.11240 0.10186 -0.1107 0.7297 1.0000
8.250 0.7233 0.11479 0.10429 -0.1112 0.7173 1.0000
8.500 0.7231 0.11647 0.10602 -0.1098 0.7061 1.0000
8.750 0.7486 0.11999 0.10959 -0.1113 0.6974 1.0000
9.000 0.7651 0.12227 0.11193 -0.1114 0.6836 1.0000
9.250 0.7647 0.12396 0.11368 -0.1101 0.6706 1.0000
9.500 0.7738 0.12649 0.11627 -0.1099 0.6586 1.0000
9.750 0.7910 0.12941 0.11925 -0.1104 0.6458 1.0000
10.000 0.8093 0.13223 0.12216 -0.1108 0.6310 1.0000
10.250 0.8221 0.13467 0.12467 -0.1107 0.6147 1.0000
10.500 0.8301 0.13677 0.12685 -0.1101 0.5970 1.0000
10.750 0.8763 0.13475 0.12489 -0.1077 0.5402 1.0000
11.000 0.8697 0.13940 0.12964 -0.1086 0.5415 1.0000
11.250 0.9526 0.13067 0.12095 -0.1027 0.4634 1.0000
11.500 0.9696 0.13201 0.12239 -0.1018 0.4461 1.0000
11.750 0.9825 0.13381 0.12428 -0.1011 0.4303 1.0000
12.000 0.9923 0.13614 0.12670 -0.1006 0.4162 1.0000
12.250 1.0083 0.13788 0.12853 -0.1000 0.4029 1.0000
12.500 1.0435 0.13732 0.12811 -0.0985 0.3902 1.0000
12.750 1.0144 0.14431 0.13514 -0.1001 0.3799 1.0000
13.000 1.0270 0.14711 0.13803 -0.1001 0.3719 1.0000
13.250 1.0091 0.15344 0.14439 -0.1021 0.3679 1.0000
13.500 1.0093 0.15780 0.14882 -0.1032 0.3636 1.0000
13.750 0.9751 0.16928 0.16035 -0.1095 0.3952 1.0000
14.000 1.0000 0.17298 0.16416 -0.1098 0.3902 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)