GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 39.99 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe447-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe447-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 447 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.0602 0.12384 0.11890 -0.0892 0.9353 0.0747
-9.500 -0.0515 0.12187 0.11692 -0.0928 0.9310 0.0765
-9.250 -0.0493 0.12184 0.11689 -0.0999 0.9273 0.0775
-9.000 -0.0716 0.12310 0.11822 -0.0967 0.9161 0.0777
-8.750 -0.0447 0.11657 0.11166 -0.0989 0.9145 0.0784
-8.500 -0.0122 0.11067 0.10571 -0.1009 0.9134 0.0799
-8.250 -0.0172 0.10969 0.10476 -0.0981 0.9061 0.0809
-8.000 -0.0127 0.10787 0.10294 -0.0979 0.9008 0.0826
-7.750 0.0004 0.10531 0.10037 -0.1007 0.8976 0.0852
-7.500 -0.0205 0.10590 0.10103 -0.0956 0.8886 0.0859
-7.250 -0.0276 0.10534 0.10049 -0.0955 0.8826 0.0877
-7.000 -0.0523 0.10638 0.10161 -0.0914 0.8754 0.0882
-6.750 -0.0743 0.10735 0.10263 -0.0901 0.8671 0.0888
-6.250 -0.1036 0.10829 0.10361 -0.0924 0.8538 0.0895
-6.000 -0.0936 0.10308 0.09844 -0.0874 0.8514 0.0902
-5.750 -0.0756 0.09923 0.09459 -0.0859 0.8490 0.0916
-5.500 -0.0534 0.09600 0.09132 -0.0880 0.8468 0.0938
-5.250 -0.0912 0.09747 0.09289 -0.0802 0.8387 0.0935
-5.000 -0.0834 0.09544 0.09085 -0.0809 0.8342 0.0954
-4.750 -0.0555 0.09231 0.08764 -0.0872 0.8308 0.0996
-4.250 -0.0371 0.08824 0.08346 -0.0942 0.8166 0.1040
-4.000 -0.0094 0.08453 0.07975 -0.0944 0.8136 0.1071
-3.750 -0.0220 0.08425 0.07950 -0.0905 0.8048 0.1084
-3.500 0.0371 0.08131 0.07621 -0.1063 0.7994 0.1181
-3.250 0.0599 0.07722 0.07218 -0.1056 0.7967 0.1201
-3.000 0.0505 0.07689 0.07189 -0.1016 0.7884 0.1213
-2.750 0.0757 0.07475 0.06970 -0.1034 0.7833 0.1264
-2.500 0.1319 0.07098 0.06569 -0.1129 0.7802 0.1367
-2.250 0.1564 0.07219 0.06656 -0.1169 0.7711 0.1502
-2.000 0.1722 0.06835 0.06289 -0.1159 0.7667 0.1529
-1.750 0.2195 0.06579 0.06016 -0.1211 0.7635 0.1696
-1.500 0.2215 0.06528 0.05972 -0.1183 0.7548 0.1731
-1.250 0.2586 0.06343 0.05773 -0.1218 0.7496 0.1893
-1.000 0.3030 0.06111 0.05531 -0.1255 0.7468 0.2085
-0.750 0.3134 0.06124 0.05537 -0.1249 0.7371 0.2237
-0.500 0.3481 0.05946 0.05354 -0.1267 0.7325 0.2445
-0.250 0.4594 0.05196 0.04434 -0.1425 0.7314 0.1318
0.000 0.5153 0.04881 0.04069 -0.1468 0.7297 0.1236
0.250 0.5212 0.04952 0.04126 -0.1446 0.7181 0.1254
0.500 0.5666 0.04802 0.03930 -0.1468 0.7150 0.1313
0.750 0.6136 0.04639 0.03748 -0.1492 0.7131 0.1415
1.000 0.6153 0.04775 0.03874 -0.1464 0.7008 0.1476
1.250 0.6577 0.04661 0.03752 -0.1480 0.6980 0.1637
1.500 0.6658 0.04763 0.03854 -0.1460 0.6871 0.1722
1.750 0.7021 0.04698 0.03782 -0.1468 0.6830 0.1867
2.000 0.7445 0.04597 0.03679 -0.1481 0.6809 0.2011
2.250 0.7877 0.04482 0.03568 -0.1495 0.6795 0.2150
2.500 0.7817 0.04708 0.03795 -0.1460 0.6657 0.2211
2.750 0.7834 0.04893 0.03987 -0.1435 0.6541 0.2306
3.000 0.8188 0.04833 0.03936 -0.1440 0.6505 0.2607
3.250 0.8545 0.04591 0.03838 -0.1440 0.6487 1.0000
3.500 0.8961 0.04509 0.03725 -0.1448 0.6473 1.0000
3.750 0.8824 0.04843 0.04058 -0.1412 0.6332 1.0000
4.000 0.8729 0.05165 0.04378 -0.1382 0.6212 1.0000
4.250 0.9048 0.05152 0.04352 -0.1383 0.6179 1.0000
4.500 0.9420 0.05090 0.04278 -0.1388 0.6159 1.0000
4.750 0.9817 0.05005 0.04184 -0.1394 0.6147 1.0000
5.000 0.9536 0.05518 0.04702 -0.1356 0.6005 1.0000
5.250 0.9328 0.05976 0.05163 -0.1325 0.5884 1.0000
5.500 0.9614 0.05992 0.05174 -0.1324 0.5853 1.0000
5.750 0.9958 0.05958 0.05135 -0.1326 0.5834 1.0000
6.000 1.0337 0.05874 0.05046 -0.1329 0.5817 1.0000
6.250 1.0020 0.06448 0.05626 -0.1295 0.5682 1.0000
6.500 1.0327 0.06415 0.05590 -0.1292 0.5646 1.0000
7.750 1.0898 0.07041 0.06223 -0.1225 0.5242 1.0000
8.000 1.1248 0.06930 0.06115 -0.1222 0.5214 1.0000
8.250 1.1091 0.07395 0.06586 -0.1202 0.5109 1.0000
8.500 1.1358 0.07374 0.06567 -0.1196 0.5066 1.0000
8.750 1.1754 0.07193 0.06390 -0.1194 0.5046 1.0000
9.000 1.2207 0.06931 0.06133 -0.1192 0.5034 1.0000
9.250 1.2683 0.06623 0.05831 -0.1191 0.5027 1.0000
9.500 1.2396 0.07230 0.06445 -0.1166 0.4882 1.0000
9.750 1.2878 0.06894 0.06115 -0.1163 0.4874 1.0000
10.000 1.3370 0.06530 0.05759 -0.1160 0.4870 1.0000
10.250 1.3913 0.06127 0.05366 -0.1162 0.4868 1.0000
10.500 1.4545 0.05660 0.04907 -0.1171 0.4867 1.0000
10.750 1.5335 0.05090 0.04349 -0.1196 0.4866 1.0000
11.000 1.4667 0.05954 0.05221 -0.1135 0.4693 1.0000
11.250 1.5511 0.05304 0.04583 -0.1158 0.4692 1.0000
11.500 1.4853 0.06171 0.05457 -0.1101 0.4511 1.0000
11.750 1.5835 0.05367 0.04665 -0.1130 0.4512 1.0000
12.000 1.7178 0.04296 0.03576 -0.1194 0.4382 1.0000
12.250 1.6846 0.04683 0.03979 -0.1138 0.4262 1.0000
12.500 1.6869 0.04791 0.04091 -0.1111 0.4122 1.0000
12.750 1.6928 0.04878 0.04180 -0.1088 0.3984 1.0000
13.000 1.7000 0.04961 0.04265 -0.1067 0.3849 1.0000
13.250 1.7082 0.05040 0.04343 -0.1047 0.3717 1.0000
13.500 1.6941 0.05334 0.04648 -0.1017 0.3593 1.0000
13.750 1.6794 0.05660 0.04986 -0.0989 0.3473 1.0000
14.000 1.6750 0.05897 0.05229 -0.0969 0.3355 1.0000
14.250 1.6750 0.06091 0.05425 -0.0952 0.3235 1.0000
14.500 1.6665 0.06394 0.05736 -0.0934 0.3118 1.0000
14.750 1.6538 0.06768 0.06121 -0.0917 0.3002 1.0000
15.000 1.6471 0.07079 0.06438 -0.0904 0.2883 1.0000
15.250 1.6425 0.07371 0.06732 -0.0892 0.2762 1.0000
15.500 1.6375 0.07673 0.07033 -0.0881 0.2637 1.0000
15.750 1.6271 0.08061 0.07426 -0.0872 0.2511 1.0000
16.000 1.6135 0.08511 0.07882 -0.0866 0.2382 1.0000
16.250 1.5995 0.08975 0.08350 -0.0861 0.2242 1.0000
16.500 1.5830 0.09487 0.08863 -0.0859 0.2088 1.0000
16.750 1.5635 0.10055 0.09428 -0.0860 0.1916 1.0000
17.000 1.5407 0.10707 0.10081 -0.0867 0.1731 1.0000
17.250 1.5161 0.11418 0.10795 -0.0879 0.1511 1.0000
17.500 1.4915 0.12148 0.11518 -0.0895 0.1176 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)