GOE 458 AIRFOIL (goe458-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 458 AIRFOIL (goe458-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.82 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe458-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe458-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 458 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3122 0.10967 0.10320 -0.0312 1.0000 0.1481
-8.000 -0.3235 0.10946 0.10314 -0.0309 1.0000 0.1512
-7.750 -0.3429 0.11021 0.10408 -0.0296 1.0000 0.1521
-7.500 -0.3189 0.10329 0.09713 -0.0280 1.0000 0.1597
-7.250 -0.3313 0.10264 0.09662 -0.0262 1.0000 0.1637
-7.000 -0.3517 0.10311 0.09727 -0.0245 1.0000 0.1654
-6.750 -0.3486 0.09930 0.09353 -0.0224 1.0000 0.1689
-6.500 -0.3488 0.09683 0.09113 -0.0203 1.0000 0.1745
-6.250 -0.3624 0.09645 0.09088 -0.0204 1.0000 0.1788
-6.000 -0.3667 0.09401 0.08854 -0.0197 1.0000 0.1816
-5.750 -0.3635 0.09088 0.08540 -0.0169 1.0000 0.1875
-5.500 -0.3722 0.09081 0.08541 -0.0212 1.0000 0.1937
-5.250 -0.3684 0.08650 0.08117 -0.0166 1.0000 0.1977
-5.000 -0.3679 0.08494 0.07964 -0.0190 1.0000 0.2068
-4.500 -0.3583 0.07976 0.07453 -0.0216 1.0000 0.2221
-4.250 -0.3557 0.07623 0.07106 -0.0174 1.0000 0.2270
-4.000 -0.3465 0.07350 0.06834 -0.0199 1.0000 0.2380
-3.500 -0.3221 0.06796 0.06276 -0.0237 1.0000 0.2642
-3.250 -0.3094 0.06502 0.05981 -0.0244 1.0000 0.2783
-3.000 -0.2967 0.06202 0.05681 -0.0245 1.0000 0.2935
-2.750 -0.2818 0.05935 0.05411 -0.0253 1.0000 0.3201
-2.250 -0.1267 0.04462 0.03758 -0.0595 1.0000 0.1401
-2.000 -0.0888 0.04030 0.03266 -0.0631 1.0000 0.1218
-1.750 -0.0535 0.03676 0.02839 -0.0656 1.0000 0.1144
-1.500 -0.0208 0.03408 0.02492 -0.0671 1.0000 0.1124
-1.250 0.0041 0.03269 0.02328 -0.0673 1.0000 0.1178
-1.000 0.0277 0.03185 0.02213 -0.0673 1.0000 0.1320
-0.750 0.0527 0.03091 0.02084 -0.0671 1.0000 0.1493
-0.500 0.0798 0.03011 0.01986 -0.0671 1.0000 0.1908
-0.250 0.1040 0.02945 0.01966 -0.0669 1.0000 0.3640
0.000 0.1333 0.02928 0.01951 -0.0681 0.9973 0.4525
0.250 0.1770 0.02924 0.01956 -0.0718 0.9895 0.5200
0.500 0.2168 0.02843 0.01958 -0.0747 0.9807 1.0000
0.750 0.2563 0.02956 0.01996 -0.0780 0.9713 1.0000
1.000 0.2881 0.03055 0.02050 -0.0800 0.9621 1.0000
1.250 0.3230 0.03167 0.02128 -0.0825 0.9532 1.0000
1.500 0.3549 0.03271 0.02208 -0.0845 0.9444 1.0000
1.750 0.3819 0.03369 0.02288 -0.0857 0.9352 1.0000
2.000 0.4141 0.03481 0.02382 -0.0877 0.9265 1.0000
2.250 0.4433 0.03586 0.02474 -0.0892 0.9174 1.0000
2.500 0.4670 0.03688 0.02569 -0.0898 0.9080 1.0000
2.750 0.4970 0.03799 0.02674 -0.0914 0.8985 1.0000
3.000 0.5318 0.03913 0.02787 -0.0936 0.8886 1.0000
3.250 0.5535 0.04015 0.02888 -0.0938 0.8775 1.0000
3.500 0.5807 0.04119 0.02993 -0.0947 0.8651 1.0000
3.750 0.6146 0.04209 0.03088 -0.0963 0.8504 1.0000
4.000 0.6555 0.04272 0.03159 -0.0984 0.8324 1.0000
4.250 0.6857 0.04327 0.03229 -0.0988 0.8127 1.0000
4.500 0.7325 0.04341 0.03260 -0.1009 0.7943 1.0000
4.750 0.7629 0.04388 0.03323 -0.1011 0.7765 1.0000
5.000 0.7933 0.04427 0.03381 -0.1011 0.7581 1.0000
5.250 0.8381 0.04401 0.03392 -0.1024 0.7404 1.0000
5.500 0.8702 0.04408 0.03425 -0.1020 0.7209 1.0000
5.750 0.9137 0.04336 0.03391 -0.1024 0.7011 1.0000
6.000 0.9636 0.04194 0.03305 -0.1026 0.6809 1.0000
6.250 1.0922 0.02828 0.02010 -0.0986 0.6088 1.0000
6.500 1.1124 0.02637 0.01820 -0.0929 0.5496 1.0000
6.750 1.1189 0.02613 0.01796 -0.0872 0.4852 1.0000
7.000 1.1210 0.02655 0.01805 -0.0814 0.3801 1.0000
7.250 1.1113 0.02876 0.01901 -0.0755 0.2459 1.0000
7.500 1.1027 0.03147 0.02094 -0.0710 0.1423 1.0000
7.750 1.0980 0.03418 0.02303 -0.0673 0.0998 1.0000
8.000 1.0983 0.03658 0.02525 -0.0642 0.0873 1.0000
8.250 1.1018 0.03877 0.02752 -0.0614 0.0811 1.0000
8.500 1.1045 0.04115 0.02994 -0.0587 0.0775 1.0000
8.750 1.1161 0.04312 0.03209 -0.0563 0.0748 1.0000
9.000 1.1485 0.04485 0.03402 -0.0548 0.0720 1.0000
9.250 1.2417 0.04874 0.03805 -0.0596 0.0671 1.0000
9.500 1.2939 0.05432 0.04398 -0.0620 0.0654 1.0000
9.750 1.3096 0.05722 0.04753 -0.0596 0.0671 1.0000
10.000 1.3137 0.06098 0.05204 -0.0565 0.0694 1.0000
10.250 1.3143 0.06535 0.05697 -0.0536 0.0716 1.0000
10.500 1.3122 0.06984 0.06188 -0.0510 0.0737 1.0000
10.750 1.3123 0.07486 0.06718 -0.0491 0.0757 1.0000
11.000 1.3132 0.07963 0.07224 -0.0472 0.0779 1.0000
11.250 1.2831 0.08243 0.07540 -0.0432 0.0785 1.0000
11.500 1.2532 0.08615 0.07941 -0.0410 0.0791 1.0000
11.750 1.2238 0.09072 0.08423 -0.0404 0.0795 1.0000
12.000 1.1934 0.09621 0.08994 -0.0414 0.0798 1.0000
12.250 1.1634 0.10254 0.09642 -0.0440 0.0801 1.0000
12.500 1.1320 0.11015 0.10416 -0.0483 0.0803 1.0000
12.750 1.0992 0.11948 0.11355 -0.0546 0.0808 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 458 AIRFOIL (goe458-il)