GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.06 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe447-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe447-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3240 0.16340 0.15735 -0.0232 1.0000 0.1099
-10.250 -0.3280 0.16205 0.15604 -0.0222 1.0000 0.1119
-10.000 -0.3335 0.16100 0.15503 -0.0215 1.0000 0.1138
-9.750 -0.3422 0.16062 0.15471 -0.0209 1.0000 0.1155
-9.500 -0.3556 0.16125 0.15540 -0.0204 1.0000 0.1166
-9.250 -0.3727 0.16243 0.15665 -0.0200 1.0000 0.1172
-9.000 -0.3921 0.16372 0.15802 -0.0193 1.0000 0.1174
-8.750 -0.3653 0.15450 0.14878 -0.0177 1.0000 0.1194
-8.500 -0.3606 0.15122 0.14552 -0.0162 1.0000 0.1217
-8.250 -0.3621 0.14922 0.14354 -0.0150 1.0000 0.1242
-8.000 -0.3667 0.14766 0.14202 -0.0140 1.0000 0.1269
-7.750 -0.3746 0.14657 0.14097 -0.0131 1.0000 0.1295
-7.500 -0.3886 0.14635 0.14082 -0.0122 1.0000 0.1316
-7.250 -0.4097 0.14699 0.14154 -0.0108 1.0000 0.1326
-7.000 -0.4335 0.14780 0.14241 -0.0096 1.0000 0.1331
-6.750 -0.4512 0.14862 0.14329 -0.0124 1.0000 0.1336
-6.500 -0.4190 0.13894 0.13361 -0.0066 1.0000 0.1370
-6.250 -0.4207 0.13660 0.13129 -0.0050 1.0000 0.1395
-6.000 -0.4265 0.13477 0.12950 -0.0038 1.0000 0.1421
-5.750 -0.4328 0.13307 0.12783 -0.0035 1.0000 0.1451
-5.500 -0.4407 0.13198 0.12677 -0.0051 1.0000 0.1482
-5.250 -0.4442 0.13313 0.12789 -0.0157 1.0000 0.1503
-5.000 -0.4431 0.12733 0.12218 -0.0089 1.0000 0.1518
-4.750 -0.4403 0.12389 0.11877 -0.0057 1.0000 0.1545
-4.500 -0.4375 0.12139 0.11629 -0.0051 1.0000 0.1583
-4.250 -0.4325 0.11947 0.11436 -0.0081 1.0000 0.1643
-4.000 -0.4212 0.11730 0.11216 -0.0150 1.0000 0.1687
-3.750 -0.4209 0.11389 0.10880 -0.0107 1.0000 0.1719
-3.500 -0.4141 0.11156 0.10647 -0.0109 1.0000 0.1782
-3.250 -0.3930 0.10958 0.10442 -0.0196 1.0000 0.1862
-3.000 -0.3916 0.10646 0.10135 -0.0162 1.0000 0.1898
-2.750 -0.3585 0.10580 0.10052 -0.0275 1.0000 0.2028
-2.500 -0.3603 0.10193 0.09675 -0.0230 1.0000 0.2053
-2.250 -0.3274 0.10156 0.09621 -0.0321 1.0000 0.2203
-2.000 -0.3293 0.09762 0.09238 -0.0277 1.0000 0.2229
-1.750 -0.3196 0.09553 0.09032 -0.0272 1.0000 0.2315
-1.500 -0.2846 0.09369 0.08840 -0.0334 0.9943 0.2467
-1.250 -0.2394 0.09296 0.08750 -0.0433 0.9869 0.2732
-1.000 -0.2148 0.09104 0.08557 -0.0457 0.9813 0.2915
-0.750 -0.1774 0.09050 0.08491 -0.0518 0.9727 0.3228
-0.500 -0.1601 0.08817 0.08262 -0.0524 0.9660 0.3422
-0.250 -0.1304 0.08684 0.08128 -0.0552 0.9583 0.3770
1.500 0.1747 0.08450 0.07725 -0.1034 0.8993 0.3096
1.750 0.2524 0.08470 0.07635 -0.1148 0.8950 0.2153
2.000 0.2786 0.08407 0.07512 -0.1163 0.8842 0.2022
2.250 0.3246 0.08556 0.07642 -0.1212 0.8796 0.2073
2.500 0.3309 0.08524 0.07597 -0.1195 0.8704 0.2091
2.750 0.3722 0.08681 0.07712 -0.1231 0.8646 0.2176
3.000 0.3851 0.08743 0.07766 -0.1225 0.8577 0.2249
3.250 0.4166 0.08883 0.07878 -0.1244 0.8494 0.2396
3.500 0.4519 0.09136 0.08106 -0.1269 0.8456 0.2575
3.750 0.4529 0.09134 0.08101 -0.1243 0.8357 0.2661
4.000 0.4900 0.09379 0.08325 -0.1269 0.8305 0.2854
4.250 0.4927 0.09440 0.08385 -0.1247 0.8228 0.2952
4.500 0.5197 0.09619 0.08560 -0.1258 0.8157 0.3190
4.750 0.5597 0.09939 0.08888 -0.1290 0.8124 0.3591
5.000 0.5518 0.09897 0.08861 -0.1254 0.8024 0.3815
5.250 0.5836 0.09986 0.09032 -0.1265 0.7968 1.0000
5.500 0.5836 0.10097 0.09125 -0.1242 0.7896 1.0000
5.750 0.6073 0.10333 0.09336 -0.1250 0.7815 1.0000
6.000 0.6229 0.10589 0.09577 -0.1251 0.7764 1.0000
6.250 0.6328 0.10723 0.09703 -0.1242 0.7660 1.0000
6.500 0.6666 0.11127 0.10091 -0.1266 0.7614 1.0000
6.750 0.6602 0.11141 0.10107 -0.1237 0.7499 1.0000
7.000 0.6950 0.11557 0.10511 -0.1263 0.7446 1.0000
7.250 0.6900 0.11586 0.10541 -0.1236 0.7326 1.0000
7.500 0.7040 0.11845 0.10796 -0.1237 0.7252 1.0000
7.750 0.7284 0.12101 0.11049 -0.1246 0.7134 1.0000
8.000 0.7286 0.12233 0.11183 -0.1230 0.7016 1.0000
8.250 0.7451 0.12505 0.11453 -0.1233 0.6920 1.0000
8.500 0.7788 0.12848 0.11794 -0.1250 0.6796 1.0000
8.750 0.7759 0.12948 0.11899 -0.1233 0.6660 1.0000
9.000 0.7813 0.13157 0.12111 -0.1226 0.6536 1.0000
9.250 0.7961 0.13440 0.12396 -0.1229 0.6427 1.0000
9.500 0.8266 0.13790 0.12746 -0.1243 0.6300 1.0000
10.000 0.8292 0.14165 0.13132 -0.1227 0.6039 1.0000
10.250 0.8479 0.14530 0.13499 -0.1236 0.5964 1.0000
10.500 0.8610 0.14763 0.13737 -0.1237 0.5837 1.0000
10.750 0.8562 0.15002 0.13980 -0.1233 0.5756 1.0000
11.000 0.8933 0.15426 0.14408 -0.1248 0.5659 1.0000
11.250 0.8742 0.15565 0.14552 -0.1239 0.5600 1.0000
11.500 0.8899 0.15862 0.14853 -0.1245 0.5528 1.0000
11.750 0.9102 0.16298 0.15293 -0.1257 0.5495 1.0000
12.000 0.8981 0.16410 0.15409 -0.1253 0.5431 1.0000
12.250 0.9160 0.16720 0.15725 -0.1260 0.5365 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)