GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.16 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe446-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe446-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2095 0.12082 0.11396 -0.0653 0.9488 0.1198
-8.250 -0.2114 0.11908 0.11224 -0.0686 0.9412 0.1201
-8.000 -0.2143 0.11715 0.11034 -0.0711 0.9318 0.1203
-7.500 -0.1626 0.10673 0.09985 -0.0715 0.9272 0.1236
-7.250 -0.1599 0.10456 0.09772 -0.0706 0.9190 0.1256
-6.750 -0.1535 0.10014 0.09331 -0.0724 0.9044 0.1318
-6.500 -0.1549 0.09828 0.09143 -0.0795 0.8953 0.1360
-6.250 -0.1543 0.09608 0.08920 -0.0838 0.8861 0.1366
-5.750 -0.1340 0.08429 0.07721 -0.0898 0.8737 0.0913
-5.500 -0.1165 0.08149 0.07439 -0.0893 0.8697 0.0879
-5.250 -0.1045 0.07833 0.07118 -0.0911 0.8638 0.0854
-4.750 -0.0594 0.06763 0.05992 -0.1046 0.8525 0.0783
-4.500 -0.0479 0.06475 0.05687 -0.1058 0.8448 0.0785
-4.250 -0.0252 0.06239 0.05444 -0.1074 0.8398 0.0798
-4.000 0.0078 0.05925 0.05110 -0.1113 0.8365 0.0808
-3.750 0.0237 0.05655 0.04813 -0.1123 0.8286 0.0804
-3.500 0.0572 0.05304 0.04422 -0.1161 0.8239 0.0802
-3.250 0.0967 0.04996 0.04074 -0.1201 0.8208 0.0808
-3.000 0.1156 0.04836 0.03888 -0.1201 0.8126 0.0816
-2.750 0.1498 0.04644 0.03663 -0.1224 0.8075 0.0842
-2.500 0.1938 0.04395 0.03356 -0.1260 0.8043 0.0887
-2.250 0.2146 0.04271 0.03188 -0.1256 0.7956 0.0911
-2.000 0.2488 0.04148 0.03051 -0.1270 0.7906 0.0942
-1.750 0.2903 0.03998 0.02868 -0.1293 0.7874 0.1000
-1.500 0.3065 0.03969 0.02811 -0.1278 0.7778 0.1060
-1.250 0.3411 0.03886 0.02717 -0.1290 0.7732 0.1159
-1.000 0.3810 0.03778 0.02591 -0.1307 0.7702 0.1303
-0.750 0.3927 0.03809 0.02615 -0.1286 0.7596 0.1420
-0.500 0.4281 0.03757 0.02552 -0.1297 0.7554 0.1662
-0.250 0.4519 0.03755 0.02541 -0.1292 0.7484 0.1847
0.000 0.4774 0.03738 0.02520 -0.1289 0.7412 0.1984
0.250 0.5146 0.03670 0.02443 -0.1299 0.7375 0.2142
0.500 0.5296 0.03718 0.02488 -0.1283 0.7278 0.2252
0.750 0.5613 0.03680 0.02451 -0.1287 0.7226 0.2440
1.000 0.6001 0.03608 0.02384 -0.1300 0.7194 0.2701
1.500 0.6361 0.03463 0.02433 -0.1266 0.7040 1.0000
2.000 0.6804 0.03566 0.02481 -0.1249 0.6882 1.0000
2.250 0.7150 0.03554 0.02445 -0.1254 0.6842 1.0000
2.500 0.7227 0.03681 0.02563 -0.1231 0.6724 1.0000
2.750 0.7590 0.03656 0.02520 -0.1238 0.6691 1.0000
3.000 0.7634 0.03809 0.02668 -0.1212 0.6567 1.0000
3.250 0.7981 0.03786 0.02632 -0.1218 0.6531 1.0000
3.500 0.8022 0.03953 0.02796 -0.1193 0.6410 1.0000
3.750 0.8346 0.03944 0.02777 -0.1196 0.6372 1.0000
4.250 0.8688 0.04125 0.02951 -0.1173 0.6215 1.0000
4.750 0.9002 0.04338 0.03160 -0.1150 0.6059 1.0000
5.000 0.9251 0.04381 0.03201 -0.1146 0.6012 1.0000
5.500 0.9604 0.04573 0.03393 -0.1127 0.5878 1.0000
5.750 0.9542 0.04883 0.03709 -0.1104 0.5757 1.0000
6.000 0.9832 0.04883 0.03709 -0.1102 0.5725 1.0000
6.500 1.0039 0.05229 0.04063 -0.1078 0.5572 1.0000
6.750 1.0358 0.05196 0.04034 -0.1077 0.5549 1.0000
7.250 1.0527 0.05583 0.04433 -0.1052 0.5395 1.0000
7.750 1.0689 0.05984 0.04849 -0.1029 0.5241 1.0000
8.250 1.0865 0.06361 0.05241 -0.1006 0.5086 1.0000
8.750 1.1071 0.06689 0.05588 -0.0983 0.4928 1.0000
9.250 1.1310 0.06957 0.05874 -0.0959 0.4767 1.0000
9.750 1.1636 0.07064 0.06002 -0.0932 0.4600 1.0000
10.250 1.2036 0.07032 0.05991 -0.0903 0.4428 1.0000
10.750 1.2407 0.07042 0.06026 -0.0875 0.4254 1.0000
11.250 1.2730 0.07122 0.06130 -0.0848 0.4074 1.0000
11.500 1.2586 0.07552 0.06573 -0.0835 0.3930 1.0000
12.000 1.2436 0.08266 0.07312 -0.0814 0.3654 1.0000
12.250 1.2776 0.08045 0.07107 -0.0798 0.3596 1.0000
12.500 1.2680 0.08440 0.07514 -0.0790 0.3451 1.0000
12.750 1.2620 0.08796 0.07882 -0.0783 0.3311 1.0000
13.250 1.2940 0.08858 0.07971 -0.0760 0.3120 1.0000
13.750 1.2843 0.09588 0.08721 -0.0753 0.2862 1.0000
14.250 1.3135 0.09711 0.08865 -0.0733 0.2686 1.0000
14.500 1.3108 0.10058 0.09220 -0.0732 0.2575 1.0000
14.750 1.3253 0.10089 0.09257 -0.0721 0.2467 1.0000
15.000 1.3425 0.10058 0.09223 -0.0709 0.2346 1.0000
15.250 1.3441 0.10316 0.09486 -0.0707 0.2230 1.0000
15.500 1.3385 0.10721 0.09900 -0.0712 0.2127 1.0000
15.750 1.3454 0.10894 0.10074 -0.0708 0.2026 1.0000
16.000 1.3478 0.11155 0.10342 -0.0709 0.1928 1.0000
16.250 1.3410 0.11605 0.10806 -0.0719 0.1839 1.0000
16.500 1.3439 0.11852 0.11054 -0.0721 0.1735 1.0000
16.750 1.3414 0.12211 0.11419 -0.0730 0.1630 1.0000
17.000 1.3326 0.12714 0.11936 -0.0747 0.1531 1.0000
17.250 1.3289 0.13113 0.12340 -0.0760 0.1421 1.0000
17.500 1.3273 0.13473 0.12702 -0.0773 0.1311 1.0000
17.750 1.3243 0.13869 0.13102 -0.0788 0.1200 1.0000
18.000 1.3169 0.14384 0.13629 -0.0811 0.1089 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)