GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.22 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe448-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe448-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 0.0015 0.16307 0.15607 -0.0994 0.9216 0.0606
-13.000 0.0124 0.16064 0.15362 -0.1022 0.9175 0.0614
-12.750 0.0248 0.15839 0.15135 -0.1061 0.9146 0.0618
-12.500 0.0325 0.15516 0.14814 -0.1066 0.9090 0.0624
-12.250 0.0429 0.15179 0.14476 -0.1073 0.9037 0.0638
-12.000 0.0569 0.14862 0.14156 -0.1098 0.9003 0.0655
-11.750 0.0714 0.14556 0.13847 -0.1130 0.8977 0.0672
-11.500 0.0680 0.14470 0.13765 -0.1116 0.8893 0.0681
-11.250 0.0758 0.14278 0.13570 -0.1138 0.8850 0.0688
-11.000 0.0858 0.14082 0.13372 -0.1170 0.8820 0.0692
-10.500 0.0965 0.13518 0.12812 -0.1157 0.8700 0.0711
-10.250 0.1109 0.13203 0.12493 -0.1178 0.8671 0.0734
-10.000 0.1050 0.13142 0.12436 -0.1156 0.8590 0.0748
-9.750 0.1093 0.12983 0.12277 -0.1165 0.8541 0.0764
-9.500 0.1168 0.12818 0.12111 -0.1190 0.8508 0.0773
-9.250 0.0996 0.12903 0.12203 -0.1149 0.8408 0.0775
-9.000 0.1005 0.12817 0.12118 -0.1163 0.8364 0.0778
-8.750 0.1278 0.12164 0.11459 -0.1177 0.8350 0.0799
-8.500 0.1088 0.12224 0.11528 -0.1120 0.8248 0.0807
-8.250 0.1175 0.11996 0.11298 -0.1129 0.8211 0.0835
-8.000 0.1026 0.12022 0.11331 -0.1089 0.8131 0.0847
-7.750 0.0924 0.12013 0.11326 -0.1068 0.8065 0.0862
-7.500 0.0888 0.11971 0.11285 -0.1075 0.8026 0.0872
-7.250 0.0553 0.12157 0.11484 -0.0993 0.7914 0.0872
-7.000 0.0537 0.12094 0.11422 -0.1013 0.7870 0.0877
-6.750 0.0261 0.12233 0.11571 -0.0954 0.7770 0.0877
-6.500 0.0403 0.11736 0.11074 -0.0936 0.7743 0.0890
-6.250 0.0532 0.11412 0.10746 -0.0938 0.7715 0.0915
-6.000 0.0327 0.11463 0.10806 -0.0890 0.7632 0.0923
-5.750 0.0316 0.11338 0.10683 -0.0884 0.7579 0.0952
-5.500 0.0431 0.11283 0.10621 -0.0956 0.7539 0.0992
-5.250 0.0208 0.11415 0.10762 -0.0923 0.7440 0.0994
-5.000 0.0274 0.11007 0.10357 -0.0896 0.7410 0.1009
-4.750 0.0407 0.10680 0.10025 -0.0891 0.7385 0.1036
-4.500 0.0275 0.10677 0.10028 -0.0860 0.7310 0.1049
-4.250 0.0348 0.10514 0.09863 -0.0871 0.7260 0.1083
-3.750 0.0641 0.10143 0.09482 -0.0943 0.7173 0.1153
-3.500 0.0619 0.10008 0.09350 -0.0914 0.7116 0.1183
-3.250 0.1166 0.09917 0.09232 -0.1065 0.7076 0.1292
-3.000 0.1243 0.09490 0.08808 -0.1032 0.7056 0.1311
-2.750 0.1163 0.09462 0.08786 -0.1003 0.6985 0.1328
-2.500 0.1327 0.09289 0.08608 -0.1015 0.6941 0.1379
-2.250 0.1794 0.09056 0.08354 -0.1109 0.6911 0.1474
-2.000 0.2041 0.08790 0.08081 -0.1120 0.6890 0.1565
-1.750 0.2218 0.08861 0.08141 -0.1169 0.6809 0.1633
-1.500 0.2376 0.08638 0.07918 -0.1166 0.6773 0.1671
-1.250 0.3003 0.08507 0.07751 -0.1280 0.6745 0.1788
-1.000 0.3260 0.08180 0.07421 -0.1288 0.6726 0.1823
-0.750 0.3223 0.08272 0.07517 -0.1272 0.6639 0.1859
-0.500 0.4035 0.07909 0.07087 -0.1419 0.6609 0.1265
-0.250 0.4686 0.07608 0.06728 -0.1515 0.6586 0.1129
0.000 0.5034 0.07451 0.06565 -0.1539 0.6566 0.1176
0.250 0.5035 0.07598 0.06709 -0.1529 0.6473 0.1182
0.500 0.5481 0.07457 0.06529 -0.1577 0.6440 0.1166
0.750 0.5878 0.07350 0.06398 -0.1607 0.6415 0.1210
1.250 0.6284 0.07432 0.06437 -0.1626 0.6290 0.1242
1.500 0.6707 0.07350 0.06302 -0.1657 0.6263 0.1293
1.750 0.7090 0.07255 0.06188 -0.1677 0.6242 0.1315
2.000 0.7028 0.07495 0.06426 -0.1655 0.6136 0.1320
2.250 0.7348 0.07469 0.06381 -0.1666 0.6104 0.1369
2.500 0.7731 0.07402 0.06282 -0.1682 0.6082 0.1406
2.750 0.7667 0.07664 0.06541 -0.1660 0.5973 0.1410
3.000 0.8000 0.07641 0.06487 -0.1671 0.5941 0.1427
3.250 0.8355 0.07595 0.06412 -0.1680 0.5919 0.1473
3.500 0.8261 0.07892 0.06710 -0.1655 0.5806 0.1486
3.750 0.8559 0.07882 0.06681 -0.1657 0.5775 0.1518
4.250 0.8775 0.08173 0.06951 -0.1635 0.5637 0.1550
4.500 0.9069 0.08163 0.06923 -0.1635 0.5609 0.1580
5.000 0.9247 0.08504 0.07257 -0.1612 0.5467 0.1646
5.250 0.9535 0.08498 0.07246 -0.1612 0.5442 0.1718
5.500 0.9431 0.08861 0.07614 -0.1592 0.5334 0.1738
5.750 0.9677 0.08899 0.07647 -0.1589 0.5299 0.1796
6.000 0.9972 0.08889 0.07636 -0.1590 0.5276 0.1881
6.250 0.9837 0.09300 0.08054 -0.1570 0.5162 0.1906
6.500 1.0087 0.09341 0.08097 -0.1570 0.5131 0.2035
7.000 1.0198 0.09830 0.08608 -0.1554 0.4996 0.2411
7.250 1.0405 0.09748 0.08629 -0.1548 0.4966 1.0000
7.750 1.0460 0.10312 0.09176 -0.1527 0.4831 1.0000
8.000 1.0676 0.10395 0.09249 -0.1523 0.4805 1.0000
8.250 1.0547 0.10866 0.09725 -0.1512 0.4717 1.0000
8.500 1.0684 0.11030 0.09884 -0.1507 0.4674 1.0000
8.750 1.0898 0.11107 0.09955 -0.1503 0.4647 1.0000
9.250 1.0860 0.11827 0.10684 -0.1491 0.4526 1.0000
9.500 1.1036 0.11956 0.10811 -0.1487 0.4497 1.0000
9.750 1.1260 0.12024 0.10877 -0.1484 0.4476 1.0000
10.000 1.1047 0.12612 0.11476 -0.1479 0.4386 1.0000
10.250 1.1174 0.12804 0.11669 -0.1476 0.4353 1.0000
10.500 1.1352 0.12935 0.11804 -0.1474 0.4329 1.0000
10.750 1.1280 0.13365 0.12242 -0.1472 0.4269 1.0000
11.000 1.1319 0.13650 0.12533 -0.1471 0.4217 1.0000
11.250 1.1470 0.13810 0.12697 -0.1469 0.4186 1.0000
11.500 1.1682 0.13887 0.12780 -0.1465 0.4163 1.0000
11.750 1.1543 0.14362 0.13265 -0.1466 0.4074 1.0000
12.000 1.1742 0.14408 0.13315 -0.1461 0.4027 1.0000
12.250 1.2037 0.14326 0.13237 -0.1453 0.3998 1.0000
12.500 1.1912 0.14743 0.13662 -0.1454 0.3886 1.0000
12.750 1.2167 0.14699 0.13626 -0.1447 0.3850 1.0000
13.000 1.2076 0.15120 0.14058 -0.1451 0.3757 1.0000
13.250 1.2235 0.15217 0.14163 -0.1448 0.3712 1.0000
13.500 1.2464 0.15221 0.14177 -0.1442 0.3684 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)