GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.99 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe447-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe447-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.1210 0.14419 0.13710 -0.0773 0.9484 0.0868
-11.000 -0.1154 0.14283 0.13573 -0.0812 0.9437 0.0875
-10.750 -0.1168 0.14215 0.13507 -0.0835 0.9361 0.0878
-10.250 -0.0691 0.13061 0.12345 -0.0868 0.9309 0.0921
-10.000 -0.0628 0.12836 0.12119 -0.0874 0.9243 0.0944
-9.750 -0.0536 0.12593 0.11876 -0.0896 0.9192 0.0969
-9.500 -0.0436 0.12378 0.11658 -0.0934 0.9154 0.0992
-9.250 -0.0495 0.12343 0.11627 -0.0939 0.9069 0.1001
-9.000 -0.0501 0.12267 0.11552 -0.0968 0.9009 0.1007
-8.750 -0.0576 0.12232 0.11521 -0.0975 0.8934 0.1009
-8.500 -0.0236 0.11476 0.10760 -0.0973 0.8921 0.1028
-8.250 -0.0106 0.11167 0.10449 -0.0975 0.8874 0.1053
-8.000 0.0019 0.10904 0.10184 -0.0992 0.8835 0.1089
-7.750 -0.0039 0.10826 0.10110 -0.0979 0.8759 0.1116
-7.500 -0.0147 0.10823 0.10112 -0.0978 0.8683 0.1141
-7.250 -0.0327 0.10883 0.10178 -0.0965 0.8594 0.1149
-7.000 -0.0405 0.10872 0.10169 -0.0991 0.8515 0.1155
-6.750 -0.0158 0.10281 0.09578 -0.0970 0.8503 0.1175
-6.500 0.0044 0.09926 0.09219 -0.0981 0.8481 0.1202
-6.250 -0.0204 0.09985 0.09288 -0.0920 0.8378 0.1207
-6.000 -0.0105 0.09756 0.09058 -0.0933 0.8337 0.1238
-5.750 -0.0140 0.09649 0.08953 -0.0926 0.8274 0.1266
-5.500 -0.0236 0.09649 0.08954 -0.0937 0.8190 0.1301
-5.250 -0.0067 0.09406 0.08703 -0.1001 0.8151 0.1319
-5.000 -0.0155 0.09249 0.08554 -0.0950 0.8085 0.1328
-4.750 -0.0128 0.09040 0.08348 -0.0922 0.8032 0.1348
-4.500 0.0022 0.08803 0.08109 -0.0927 0.7996 0.1398
-4.250 0.0320 0.08532 0.07823 -0.1010 0.7966 0.1494
-4.000 0.0144 0.08503 0.07803 -0.0952 0.7874 0.1506
-3.750 0.0297 0.08273 0.07571 -0.0950 0.7834 0.1559
-3.500 0.0652 0.07996 0.07277 -0.1027 0.7802 0.1667
-3.000 0.1349 0.06959 0.06154 -0.1179 0.7680 0.0878
-2.750 0.1648 0.06693 0.05879 -0.1202 0.7646 0.0867
-2.500 0.2121 0.06321 0.05471 -0.1266 0.7622 0.0871
-2.250 0.2193 0.06224 0.05360 -0.1257 0.7524 0.0872
-2.000 0.2593 0.05938 0.05041 -0.1298 0.7486 0.0871
-1.750 0.3046 0.05639 0.04702 -0.1344 0.7460 0.0868
-1.500 0.3186 0.05560 0.04598 -0.1340 0.7373 0.0869
-1.250 0.3561 0.05361 0.04358 -0.1369 0.7330 0.0888
-1.000 0.3922 0.05232 0.04215 -0.1388 0.7299 0.0927
-0.750 0.4106 0.05201 0.04158 -0.1386 0.7224 0.0954
-0.500 0.4433 0.05085 0.03997 -0.1401 0.7172 0.0980
-0.250 0.4816 0.04951 0.03823 -0.1420 0.7139 0.1032
0.250 0.5261 0.04939 0.03760 -0.1414 0.7007 0.1155
0.500 0.5601 0.04863 0.03682 -0.1425 0.6972 0.1252
1.000 0.6010 0.04920 0.03705 -0.1411 0.6833 0.1449
1.250 0.6360 0.04863 0.03636 -0.1418 0.6802 0.1569
1.500 0.6433 0.04982 0.03742 -0.1397 0.6699 0.1641
1.750 0.6728 0.04961 0.03720 -0.1398 0.6655 0.1739
2.000 0.7077 0.04911 0.03664 -0.1404 0.6629 0.1875
2.250 0.7090 0.05079 0.03833 -0.1378 0.6512 0.1937
2.500 0.7413 0.05046 0.03802 -0.1381 0.6478 0.2108
3.000 0.7749 0.05194 0.03972 -0.1362 0.6328 0.2712
3.250 0.8089 0.05104 0.03952 -0.1372 0.6303 0.4567
3.750 0.8288 0.05256 0.04136 -0.1328 0.6147 1.0000
4.250 0.8547 0.05525 0.04381 -0.1303 0.5995 1.0000
4.500 0.8849 0.05533 0.04374 -0.1303 0.5969 1.0000
4.750 0.8771 0.05844 0.04685 -0.1279 0.5850 1.0000
5.000 0.9051 0.05865 0.04696 -0.1277 0.5818 1.0000
5.500 0.9230 0.06232 0.05056 -0.1252 0.5671 1.0000
5.750 0.9512 0.06253 0.05070 -0.1251 0.5646 1.0000
6.000 0.9399 0.06622 0.05443 -0.1229 0.5533 1.0000
6.250 0.9650 0.06668 0.05485 -0.1225 0.5499 1.0000
6.750 0.9774 0.07112 0.05933 -0.1202 0.5359 1.0000
7.000 1.0042 0.07138 0.05957 -0.1199 0.5330 1.0000
7.250 0.9931 0.07532 0.06357 -0.1181 0.5227 1.0000
7.500 1.0150 0.07600 0.06427 -0.1176 0.5187 1.0000
7.750 1.0448 0.07586 0.06413 -0.1174 0.5162 1.0000
8.000 1.0301 0.08012 0.06846 -0.1155 0.5045 1.0000
8.250 1.0622 0.07940 0.06775 -0.1151 0.5010 1.0000
8.500 1.0567 0.08242 0.07082 -0.1134 0.4891 1.0000
8.750 1.0924 0.08094 0.06937 -0.1128 0.4851 1.0000
9.000 1.0874 0.08390 0.07240 -0.1111 0.4729 1.0000
9.250 1.1213 0.08254 0.07106 -0.1104 0.4691 1.0000
9.500 1.1134 0.08609 0.07471 -0.1090 0.4571 1.0000
9.750 1.1427 0.08532 0.07400 -0.1082 0.4533 1.0000
10.000 1.1341 0.08917 0.07794 -0.1070 0.4415 1.0000
10.250 1.1607 0.08866 0.07751 -0.1061 0.4373 1.0000
10.750 1.1780 0.09210 0.08115 -0.1042 0.4210 1.0000
11.250 1.1956 0.09543 0.08466 -0.1022 0.4043 1.0000
11.500 1.2264 0.09405 0.08340 -0.1012 0.4015 1.0000
12.000 1.2026 0.10322 0.09278 -0.0999 0.3742 1.0000
12.500 1.2129 0.10799 0.09775 -0.0988 0.3567 1.0000
12.750 1.2362 0.10762 0.09749 -0.0978 0.3531 1.0000
13.250 1.2438 0.11294 0.10304 -0.0970 0.3367 1.0000
13.750 1.2472 0.11918 0.10947 -0.0968 0.3208 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)