GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.44 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe448-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe448-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3331 0.18277 0.17753 -0.0158 1.0000 0.0824
-9.750 -0.3370 0.18168 0.17648 -0.0153 1.0000 0.0838
-9.500 -0.3428 0.18113 0.17597 -0.0150 1.0000 0.0849
-9.250 -0.3514 0.18135 0.17625 -0.0147 1.0000 0.0856
-9.000 -0.3627 0.18218 0.17713 -0.0145 1.0000 0.0860
-8.750 -0.3766 0.18338 0.17838 -0.0141 1.0000 0.0863
-8.500 -0.3661 0.17694 0.17198 -0.0130 1.0000 0.0871
-8.250 -0.3607 0.17275 0.16779 -0.0118 1.0000 0.0884
-8.000 -0.3616 0.17049 0.16555 -0.0108 1.0000 0.0898
-7.750 -0.3642 0.16869 0.16378 -0.0100 1.0000 0.0913
-7.500 -0.3682 0.16714 0.16226 -0.0092 1.0000 0.0930
-7.250 -0.3738 0.16586 0.16101 -0.0084 1.0000 0.0948
-7.000 -0.3821 0.16508 0.16027 -0.0076 1.0000 0.0964
-6.750 -0.3953 0.16513 0.16038 -0.0067 1.0000 0.0975
-6.500 -0.4135 0.16580 0.16111 -0.0052 1.0000 0.0981
-6.250 -0.4301 0.16668 0.16204 -0.0054 1.0000 0.0985
-6.000 -0.4324 0.16375 0.15916 -0.0052 1.0000 0.0991
-5.750 -0.4219 0.15757 0.15299 -0.0020 1.0000 0.1010
-5.500 -0.4225 0.15500 0.15044 -0.0009 1.0000 0.1027
-5.250 -0.4214 0.15283 0.14828 -0.0012 0.9988 0.1048
-5.000 -0.4112 0.15095 0.14638 -0.0046 0.9940 0.1079
-4.750 -0.4047 0.14979 0.14521 -0.0093 0.9889 0.1109
-4.500 -0.3840 0.14945 0.14483 -0.0205 0.9829 0.1129
-4.250 -0.3840 0.14427 0.13968 -0.0153 0.9793 0.1149
-4.000 -0.3719 0.14133 0.13673 -0.0162 0.9730 0.1186
-3.750 -0.3564 0.13958 0.13493 -0.0206 0.9687 0.1234
-3.500 -0.3200 0.13938 0.13461 -0.0365 0.9598 0.1277
-3.250 -0.3163 0.13475 0.13002 -0.0324 0.9561 0.1296
-3.000 -0.3133 0.13172 0.12700 -0.0308 0.9512 0.1324
-2.750 -0.2893 0.12973 0.12494 -0.0363 0.9438 0.1397
-2.500 -0.2541 0.12807 0.12318 -0.0459 0.9395 0.1451
-2.250 -0.2531 0.12473 0.11987 -0.0435 0.9325 0.1483
-2.000 -0.1883 0.12503 0.11992 -0.0614 0.9256 0.1599
-1.750 -0.1924 0.12116 0.11611 -0.0570 0.9211 0.1617
-1.500 -0.1389 0.12151 0.11622 -0.0701 0.9123 0.1756
-1.250 -0.1319 0.11777 0.11257 -0.0673 0.9090 0.1791
-1.000 -0.1041 0.11695 0.11162 -0.0736 0.9003 0.1913
-0.750 -0.0851 0.11403 0.10871 -0.0745 0.8950 0.1963
-0.500 -0.0493 0.11365 0.10818 -0.0821 0.8891 0.2092
-0.250 -0.0353 0.11132 0.10587 -0.0817 0.8815 0.2175
0.000 0.0230 0.11218 0.10653 -0.0931 0.8771 0.2416
0.250 0.0197 0.10938 0.10379 -0.0898 0.8681 0.2478
0.500 0.0709 0.10987 0.10410 -0.0989 0.8624 0.2742
0.750 0.0847 0.10885 0.10304 -0.1000 0.8548 0.2902
1.000 0.1120 0.10787 0.10205 -0.1023 0.8480 0.3134
2.250 0.2059 0.10437 0.09863 -0.1044 0.8160 0.5746
2.500 0.2344 0.10438 0.09867 -0.1057 0.8127 0.6288
2.750 0.2423 0.10324 0.09756 -0.1048 0.8024 0.6532
3.000 0.3054 0.10588 0.09999 -0.1148 0.7977 0.6776
3.250 0.3179 0.10601 0.10005 -0.1166 0.7878 0.6769
3.500 0.4209 0.11304 0.10636 -0.1376 0.7811 0.5704
3.750 0.4380 0.11431 0.10728 -0.1411 0.7693 0.4837
4.000 0.5092 0.11948 0.11149 -0.1524 0.7645 0.3357
4.250 0.5159 0.11941 0.11126 -0.1518 0.7543 0.3105
4.500 0.5654 0.12278 0.11414 -0.1569 0.7497 0.2867
4.750 0.5623 0.12282 0.11414 -0.1549 0.7412 0.2816
5.000 0.5976 0.12525 0.11622 -0.1577 0.7354 0.2687
5.250 0.6233 0.12805 0.11881 -0.1595 0.7321 0.2685
5.500 0.6258 0.12839 0.11906 -0.1581 0.7230 0.2683
5.750 0.6611 0.13142 0.12180 -0.1607 0.7183 0.2658
6.000 0.6620 0.13242 0.12269 -0.1593 0.7123 0.2648
6.250 0.6814 0.13420 0.12427 -0.1596 0.7053 0.2644
6.500 0.7134 0.13760 0.12741 -0.1615 0.7018 0.2691
6.750 0.7090 0.13830 0.12805 -0.1596 0.6965 0.2713
7.000 0.7254 0.14001 0.12968 -0.1596 0.6897 0.2762
7.250 0.7561 0.14341 0.13295 -0.1612 0.6859 0.2819
7.500 0.7527 0.14416 0.13368 -0.1595 0.6805 0.2843
7.750 0.7678 0.14595 0.13542 -0.1595 0.6741 0.2901
8.000 0.7946 0.14913 0.13859 -0.1607 0.6705 0.3019
8.250 0.8041 0.15136 0.14086 -0.1606 0.6674 0.3137
8.500 0.8078 0.15211 0.14170 -0.1598 0.6597 0.3290
8.750 0.8345 0.15511 0.14498 -0.1613 0.6551 0.3813
9.000 0.8514 0.15700 0.14738 -0.1613 0.6522 1.0000
9.250 0.8472 0.15705 0.14726 -0.1597 0.6450 1.0000
9.500 0.8673 0.15982 0.14980 -0.1602 0.6399 1.0000
10.000 0.8831 0.16357 0.15342 -0.1597 0.6293 1.0000
10.250 0.9029 0.16641 0.15620 -0.1604 0.6239 1.0000
10.500 0.9242 0.17052 0.16026 -0.1614 0.6205 1.0000
10.750 0.9199 0.17010 0.15986 -0.1602 0.6110 1.0000
11.000 0.9509 0.17483 0.16456 -0.1617 0.6056 1.0000
11.250 0.9426 0.17432 0.16408 -0.1606 0.5966 1.0000
11.500 0.9701 0.17840 0.16816 -0.1617 0.5902 1.0000
11.750 0.9653 0.17879 0.16859 -0.1611 0.5823 1.0000
12.000 0.9882 0.18220 0.17203 -0.1620 0.5750 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)