GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 49.64 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe447-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe447-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 0.0654 0.10250 0.09681 -0.1144 0.8723 0.0626
-9.250 0.0751 0.10003 0.09431 -0.1157 0.8672 0.0642
-9.000 0.0808 0.09808 0.09234 -0.1176 0.8614 0.0663
-8.750 0.0800 0.09687 0.09114 -0.1204 0.8541 0.0672
-8.500 0.0817 0.09511 0.08935 -0.1233 0.8487 0.0674
-8.250 0.0841 0.09307 0.08734 -0.1246 0.8416 0.0675
-8.000 0.1032 0.08904 0.08327 -0.1234 0.8379 0.0681
-7.750 0.1170 0.08614 0.08034 -0.1235 0.8339 0.0687
-7.500 0.1278 0.08370 0.07786 -0.1240 0.8299 0.0695
-7.250 0.1331 0.08184 0.07604 -0.1241 0.8238 0.0702
-7.000 0.1393 0.07989 0.07409 -0.1247 0.8189 0.0710
-6.750 0.1501 0.07760 0.07175 -0.1266 0.8150 0.0722
-6.500 0.1574 0.07577 0.06993 -0.1288 0.8093 0.0745
-6.250 0.1680 0.07383 0.06793 -0.1371 0.8026 0.0764
-6.000 0.1868 0.07089 0.06489 -0.1425 0.7987 0.0767
-5.750 0.2048 0.06799 0.06190 -0.1456 0.7952 0.0767
-5.500 0.2157 0.06574 0.05965 -0.1465 0.7895 0.0767
-5.000 0.2435 0.05819 0.05200 -0.1470 0.7822 0.0588
-4.750 0.2662 0.05551 0.04923 -0.1494 0.7796 0.0575
-4.500 0.2781 0.05343 0.04712 -0.1502 0.7735 0.0565
-4.250 0.2995 0.05076 0.04434 -0.1529 0.7692 0.0570
-4.000 0.3274 0.04760 0.04100 -0.1567 0.7660 0.0574
-3.750 0.3588 0.04421 0.03737 -0.1606 0.7635 0.0568
-3.500 0.3830 0.04125 0.03420 -0.1627 0.7593 0.0562
-3.250 0.4038 0.03850 0.03119 -0.1639 0.7539 0.0560
-3.000 0.4343 0.03533 0.02762 -0.1663 0.7504 0.0563
-2.750 0.4696 0.03224 0.02396 -0.1689 0.7475 0.0582
-2.500 0.5058 0.03007 0.02130 -0.1710 0.7450 0.0605
-2.250 0.5176 0.02979 0.02095 -0.1687 0.7364 0.0616
-2.000 0.5493 0.02843 0.01927 -0.1695 0.7322 0.0634
-1.750 0.5848 0.02691 0.01729 -0.1708 0.7293 0.0661
-1.500 0.6031 0.02657 0.01680 -0.1694 0.7232 0.0687
-1.250 0.6265 0.02635 0.01652 -0.1688 0.7185 0.0727
-1.000 0.6570 0.02564 0.01557 -0.1692 0.7153 0.0782
-0.750 0.6893 0.02499 0.01482 -0.1700 0.7127 0.0839
-0.500 0.7073 0.02499 0.01476 -0.1685 0.7072 0.0901
-0.250 0.7293 0.02493 0.01469 -0.1676 0.7021 0.0979
0.000 0.7588 0.02453 0.01429 -0.1680 0.6987 0.1075
0.250 0.7916 0.02407 0.01374 -0.1688 0.6960 0.1180
0.500 0.8059 0.02436 0.01412 -0.1667 0.6895 0.1236
0.750 0.8297 0.02432 0.01403 -0.1660 0.6847 0.1298
1.000 0.8597 0.02399 0.01368 -0.1663 0.6815 0.1347
1.250 0.8936 0.02361 0.01326 -0.1672 0.6789 0.1426
1.500 0.9024 0.02425 0.01394 -0.1641 0.6709 0.1476
1.750 0.9302 0.02410 0.01382 -0.1641 0.6666 0.1559
2.000 0.9638 0.02375 0.01348 -0.1649 0.6634 0.1722
2.250 0.9773 0.02418 0.01409 -0.1627 0.6564 0.2040
2.500 1.0010 0.02414 0.01429 -0.1621 0.6512 0.3004
2.750 1.0291 0.02310 0.01416 -0.1621 0.6479 0.6615
3.000 1.0475 0.02316 0.01441 -0.1603 0.6418 1.0000
3.250 1.0650 0.02356 0.01475 -0.1586 0.6352 1.0000
3.500 1.0970 0.02343 0.01448 -0.1592 0.6313 1.0000
3.750 1.1110 0.02396 0.01500 -0.1570 0.6241 1.0000
4.000 1.1310 0.02424 0.01523 -0.1557 0.6178 1.0000
4.250 1.1650 0.02405 0.01495 -0.1566 0.6140 1.0000
4.500 1.1679 0.02494 0.01588 -0.1526 0.6054 1.0000
4.750 1.1932 0.02505 0.01594 -0.1522 0.6001 1.0000
5.000 1.2296 0.02477 0.01557 -0.1535 0.5962 1.0000
5.250 1.2257 0.02592 0.01680 -0.1486 0.5858 1.0000
5.500 1.2599 0.02560 0.01642 -0.1494 0.5810 1.0000
5.750 1.2603 0.02671 0.01758 -0.1454 0.5710 1.0000
6.000 1.2903 0.02653 0.01735 -0.1456 0.5654 1.0000
6.250 1.2947 0.02758 0.01846 -0.1424 0.5561 1.0000
6.500 1.3211 0.02753 0.01838 -0.1421 0.5497 1.0000
6.750 1.3272 0.02855 0.01944 -0.1392 0.5403 1.0000
7.000 1.3519 0.02860 0.01948 -0.1387 0.5337 1.0000
7.250 1.3595 0.02964 0.02057 -0.1362 0.5249 1.0000
7.500 1.3820 0.02980 0.02072 -0.1354 0.5179 1.0000
7.750 1.3903 0.03085 0.02181 -0.1331 0.5089 1.0000
8.000 1.4133 0.03095 0.02190 -0.1324 0.5015 1.0000
8.250 1.4198 0.03215 0.02315 -0.1300 0.4921 1.0000
8.500 1.4441 0.03220 0.02318 -0.1295 0.4853 1.0000
8.750 1.4517 0.03346 0.02451 -0.1274 0.4776 1.0000
9.000 1.4700 0.03399 0.02509 -0.1263 0.4714 1.0000
9.250 1.4895 0.03448 0.02560 -0.1254 0.4656 1.0000
9.500 1.4971 0.03579 0.02702 -0.1234 0.4582 1.0000
9.750 1.5223 0.03585 0.02707 -0.1230 0.4527 1.0000
10.250 1.5424 0.03817 0.02958 -0.1196 0.4387 1.0000
10.500 1.5587 0.03887 0.03033 -0.1185 0.4323 1.0000
10.750 1.5630 0.04049 0.03206 -0.1164 0.4244 1.0000
11.000 1.5874 0.04053 0.03210 -0.1159 0.4180 1.0000
11.250 1.5811 0.04298 0.03474 -0.1132 0.4089 1.0000
11.500 1.6030 0.04314 0.03489 -0.1124 0.4013 1.0000
11.750 1.5925 0.04602 0.03796 -0.1095 0.3914 1.0000
12.000 1.6011 0.04725 0.03923 -0.1079 0.3820 1.0000
12.250 1.5975 0.04961 0.04170 -0.1057 0.3708 1.0000
12.500 1.5903 0.05246 0.04467 -0.1035 0.3588 1.0000
12.750 1.5861 0.05506 0.04735 -0.1016 0.3458 1.0000
13.000 1.5807 0.05788 0.05023 -0.0998 0.3319 1.0000
13.250 1.5740 0.06099 0.05339 -0.0982 0.3171 1.0000
13.500 1.5675 0.06418 0.05661 -0.0967 0.3017 1.0000
13.750 1.5629 0.06723 0.05965 -0.0954 0.2865 1.0000
14.000 1.5599 0.07013 0.06253 -0.0942 0.2724 1.0000
14.500 1.5530 0.07628 0.06868 -0.0921 0.2476 1.0000
14.750 1.5490 0.07952 0.07194 -0.0912 0.2367 1.0000
15.000 1.5452 0.08277 0.07518 -0.0905 0.2262 1.0000
15.250 1.5408 0.08615 0.07857 -0.0898 0.2163 1.0000
15.500 1.5360 0.08976 0.08225 -0.0894 0.2070 1.0000
15.750 1.5309 0.09336 0.08588 -0.0890 0.1975 1.0000
16.000 1.5242 0.09731 0.08988 -0.0888 0.1877 1.0000
16.250 1.5175 0.10137 0.09403 -0.0888 0.1779 1.0000
16.500 1.5091 0.10569 0.09839 -0.0890 0.1672 1.0000
16.750 1.5003 0.11024 0.10300 -0.0895 0.1555 1.0000
17.000 1.4915 0.11494 0.10781 -0.0902 0.1410 1.0000
17.250 1.4810 0.11993 0.11284 -0.0911 0.1066 1.0000
17.500 1.4577 0.12683 0.11939 -0.0928 0.0849 1.0000
17.750 1.4417 0.13274 0.12517 -0.0943 0.0729 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)