GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 11.53 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe448-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe448-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 448 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.0263 0.16433 0.15951 -0.0941 0.9432 0.0485
-13.250 -0.0079 0.16084 0.15599 -0.0988 0.9412 0.0499
-13.000 -0.0083 0.16017 0.15534 -0.0991 0.9337 0.0506
-12.500 0.0224 0.15260 0.14774 -0.1056 0.9272 0.0518
-12.250 0.0442 0.14822 0.14332 -0.1097 0.9256 0.0530
-12.000 0.0411 0.14717 0.14230 -0.1078 0.9173 0.0537
-11.750 0.0544 0.14419 0.13930 -0.1104 0.9135 0.0550
-11.500 0.0725 0.14082 0.13590 -0.1146 0.9112 0.0566
-11.250 0.0898 0.13860 0.13365 -0.1204 0.9094 0.0577
-11.000 0.0705 0.14027 0.13539 -0.1160 0.8981 0.0579
-10.750 0.0855 0.13668 0.13179 -0.1197 0.8956 0.0584
-10.500 0.1153 0.13001 0.12505 -0.1228 0.8946 0.0598
-10.250 0.1018 0.13018 0.12528 -0.1181 0.8848 0.0604
-10.000 0.1162 0.12719 0.12227 -0.1205 0.8813 0.0618
-9.750 0.1359 0.12377 0.11881 -0.1246 0.8792 0.0636
-9.500 0.1135 0.12507 0.12019 -0.1182 0.8687 0.0640
-9.250 0.1213 0.12350 0.11861 -0.1206 0.8647 0.0654
-9.000 0.1275 0.12353 0.11862 -0.1257 0.8618 0.0661
-8.750 0.0905 0.12595 0.12114 -0.1155 0.8491 0.0661
-8.250 0.1408 0.11523 0.11034 -0.1214 0.8462 0.0683
-8.000 0.0947 0.11882 0.11407 -0.1103 0.8333 0.0679
-7.750 0.1142 0.11528 0.11049 -0.1129 0.8311 0.0696
-7.500 0.0688 0.11873 0.11407 -0.1022 0.8197 0.0692
-7.250 0.0761 0.11654 0.11187 -0.1028 0.8162 0.0705
-7.000 0.0532 0.11751 0.11290 -0.0972 0.8086 0.0709
-6.750 0.0343 0.11796 0.11340 -0.0926 0.8020 0.0714
-6.500 0.0372 0.11622 0.11166 -0.0929 0.7989 0.0729
-6.250 -0.0036 0.11879 0.11435 -0.0840 0.7895 0.0724
-6.000 -0.0056 0.11767 0.11323 -0.0841 0.7849 0.0738
-5.750 0.0078 0.11723 0.11275 -0.0929 0.7816 0.0754
-5.500 -0.0379 0.11906 0.11472 -0.0804 0.7730 0.0750
-5.000 -0.0110 0.11264 0.10826 -0.0856 0.7665 0.0768
-4.750 -0.0367 0.11380 0.10949 -0.0805 0.7605 0.0769
-4.500 -0.0421 0.11255 0.10827 -0.0778 0.7556 0.0777
-4.250 -0.0259 0.10975 0.10544 -0.0794 0.7523 0.0796
-4.000 0.0070 0.10617 0.10176 -0.0854 0.7499 0.0828
-3.750 -0.0223 0.10786 0.10355 -0.0803 0.7439 0.0828
-3.500 0.0295 0.10696 0.10245 -0.0986 0.7384 0.0866
-3.250 0.0344 0.10266 0.09819 -0.0941 0.7357 0.0877
-3.000 0.0640 0.09882 0.09430 -0.0956 0.7336 0.0908
-2.750 0.0382 0.10059 0.09615 -0.0915 0.7278 0.0909
-2.500 0.1167 0.09956 0.09477 -0.1120 0.7221 0.0989
-2.250 0.1286 0.09511 0.09037 -0.1095 0.7194 0.1002
-2.000 0.1661 0.09136 0.08656 -0.1117 0.7172 0.1050
-1.750 0.1893 0.09532 0.09028 -0.1216 0.7089 0.1126
-1.500 0.1982 0.09157 0.08661 -0.1193 0.7053 0.1140
-1.250 0.2339 0.08826 0.08325 -0.1213 0.7024 0.1187
-1.000 0.2664 0.09008 0.08482 -0.1295 0.6951 0.1280
-0.750 0.2755 0.08790 0.08273 -0.1279 0.6905 0.1300
-0.500 0.3392 0.08544 0.08001 -0.1363 0.6870 0.1448
-0.250 0.3393 0.08547 0.08011 -0.1344 0.6806 0.1472
0.000 0.3787 0.08558 0.07998 -0.1401 0.6745 0.1606
0.250 0.4340 0.08332 0.07751 -0.1458 0.6711 0.1767
0.500 0.4886 0.07998 0.07408 -0.1504 0.6692 0.1945
0.750 0.4631 0.08284 0.07703 -0.1463 0.6581 0.1948
1.000 0.5139 0.08054 0.07458 -0.1506 0.6550 0.2135
1.250 0.5722 0.07850 0.07231 -0.1559 0.6526 0.2431
2.750 0.7791 0.07632 0.06849 -0.1693 0.6209 0.1938
3.000 0.7565 0.07992 0.07222 -0.1658 0.6084 0.1955
3.250 0.8062 0.07845 0.07040 -0.1683 0.6064 0.1861
3.500 0.7940 0.08160 0.07356 -0.1657 0.5947 0.1840
3.750 0.8375 0.08074 0.07220 -0.1671 0.5918 0.1755
4.000 0.8811 0.07940 0.07076 -0.1687 0.5901 0.1786
4.250 0.8601 0.08364 0.07505 -0.1657 0.5776 0.1785
4.500 0.8991 0.08283 0.07409 -0.1666 0.5752 0.1792
4.750 0.9418 0.08168 0.07280 -0.1676 0.5737 0.1803
5.000 0.9207 0.08600 0.07718 -0.1647 0.5606 0.1803
5.250 0.9605 0.08506 0.07616 -0.1654 0.5586 0.1832
5.500 0.9376 0.09003 0.08120 -0.1628 0.5464 0.1833
5.750 0.9706 0.08979 0.08087 -0.1631 0.5438 0.1898
6.000 1.0073 0.08900 0.08003 -0.1634 0.5422 0.1967
6.250 0.9778 0.09488 0.08600 -0.1608 0.5295 0.1961
6.500 1.0122 0.09426 0.08534 -0.1608 0.5274 0.2041
6.750 1.0502 0.09331 0.08440 -0.1611 0.5259 0.2174
7.000 1.0072 0.10115 0.09232 -0.1585 0.5132 0.2123
7.250 1.0394 0.10096 0.09217 -0.1586 0.5112 0.2321
7.500 1.0739 0.09927 0.09157 -0.1587 0.5100 1.0000
7.750 1.0190 0.11011 0.10148 -0.1566 0.4979 0.2527
8.000 1.0487 0.10891 0.10120 -0.1562 0.4957 1.0000
8.250 1.0836 0.10842 0.10054 -0.1560 0.4942 1.0000
8.500 1.0046 0.12148 0.11393 -0.1547 0.4876 1.0000
8.750 1.0013 0.12549 0.11793 -0.1543 0.4853 1.0000
9.000 0.9996 0.12949 0.12193 -0.1541 0.4843 1.0000
9.250 0.9903 0.13514 0.12763 -0.1545 0.4894 1.0000
9.500 1.0008 0.13856 0.13104 -0.1549 0.4918 1.0000
9.750 1.0069 0.14204 0.13453 -0.1551 0.4924 1.0000
10.000 1.0217 0.14513 0.13760 -0.1555 0.4933 1.0000
10.250 1.0219 0.14605 0.13854 -0.1544 0.4806 1.0000
10.500 1.0533 0.14305 0.13545 -0.1522 0.4567 1.0000
10.750 1.0883 0.14193 0.13429 -0.1515 0.4491 1.0000
11.000 1.0881 0.14473 0.13713 -0.1511 0.4418 1.0000
11.250 1.0946 0.14707 0.13951 -0.1510 0.4363 1.0000
11.500 1.1480 0.14412 0.13652 -0.1500 0.4318 1.0000
11.750 1.1163 0.15063 0.14312 -0.1504 0.4240 1.0000
12.000 1.1383 0.15115 0.14368 -0.1500 0.4186 1.0000
12.250 1.1850 0.14895 0.14150 -0.1490 0.4157 1.0000
12.500 1.1524 0.15545 0.14809 -0.1497 0.4051 1.0000
12.750 1.1882 0.15434 0.14701 -0.1489 0.4012 1.0000
13.000 1.1753 0.15860 0.15135 -0.1493 0.3908 1.0000
13.250 1.2053 0.15793 0.15074 -0.1485 0.3863 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)