GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.26 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 462 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 0.1961 0.10232 0.09848 -0.0845 0.8929 0.0496
-8.250 0.2207 0.09829 0.09435 -0.0874 0.8715 0.0514
-8.000 0.2405 0.09563 0.09159 -0.0899 0.8482 0.0538
-7.750 0.2565 0.09352 0.08936 -0.0916 0.8271 0.0562
-7.500 0.2647 0.09303 0.08881 -0.0924 0.8044 0.0580
-7.250 0.2685 0.09388 0.08960 -0.0929 0.7838 0.0585
-6.750 0.2896 0.08764 0.08323 -0.0925 0.7519 0.0598
-6.500 0.3009 0.08501 0.08052 -0.0920 0.7368 0.0613
-6.250 0.3122 0.08321 0.07864 -0.0921 0.7228 0.0628
-6.000 0.3243 0.08149 0.07683 -0.0927 0.7101 0.0651
-5.750 0.3369 0.08014 0.07540 -0.0939 0.6968 0.0676
-5.500 0.3542 0.08069 0.07589 -0.0979 0.6834 0.0691
-5.250 0.3684 0.07848 0.07364 -0.0995 0.6717 0.0700
-5.000 0.3791 0.07478 0.06982 -0.0976 0.6615 0.0716
-4.750 0.3932 0.07289 0.06789 -0.0979 0.6496 0.0743
-4.500 0.4100 0.07130 0.06625 -0.0995 0.6384 0.0773
-4.250 0.4414 0.07131 0.06608 -0.1061 0.6279 0.0802
-4.000 0.4640 0.06949 0.06420 -0.1095 0.6167 0.0810
-3.750 0.4718 0.06611 0.06080 -0.1071 0.6068 0.0823
-3.500 0.4912 0.06400 0.05853 -0.1080 0.5976 0.0853
-3.250 0.5178 0.06289 0.05738 -0.1116 0.5861 0.0905
-3.000 0.5581 0.06196 0.05628 -0.1191 0.5759 0.0922
-2.750 0.5694 0.05893 0.05320 -0.1176 0.5673 0.0938
-2.500 0.5913 0.05715 0.05136 -0.1189 0.5577 0.0968
-2.250 0.6566 0.05742 0.05124 -0.1313 0.5476 0.1030
-2.000 0.6623 0.05411 0.04805 -0.1286 0.5384 0.1041
-1.750 0.6879 0.05200 0.04572 -0.1301 0.5312 0.1070
-1.500 0.7575 0.05319 0.04669 -0.1423 0.5195 0.1139
-1.250 0.7677 0.04937 0.04277 -0.1404 0.5140 0.1151
-1.000 0.7899 0.04769 0.04114 -0.1411 0.5052 0.1177
-0.500 0.8734 0.04553 0.03862 -0.1508 0.4893 0.1263
-0.250 0.9032 0.04380 0.03672 -0.1527 0.4832 0.1296
0.000 0.9658 0.04524 0.03789 -0.1609 0.4746 0.1366
0.250 0.9810 0.04202 0.03468 -0.1602 0.4694 0.1389
0.500 1.0182 0.04105 0.03347 -0.1631 0.4642 0.1453
0.750 1.0575 0.04057 0.03294 -0.1668 0.4567 0.1502
1.000 1.0539 0.02495 0.01756 -0.1591 0.4457 0.1616
1.250 1.0778 0.02402 0.01666 -0.1600 0.4402 0.1689
1.500 1.1163 0.02365 0.01606 -0.1631 0.4356 0.1768
1.750 1.1561 0.02487 0.01695 -0.1654 0.4312 0.1861
2.000 1.1774 0.02411 0.01635 -0.1663 0.4262 0.1890
2.250 1.2070 0.02419 0.01632 -0.1675 0.4215 0.1948
2.500 1.2428 0.02427 0.01611 -0.1693 0.4176 0.1991
2.750 1.2658 0.02464 0.01655 -0.1698 0.4130 0.2036
3.000 1.2923 0.02634 0.01821 -0.1700 0.4081 0.2100
3.250 1.3197 0.02576 0.01759 -0.1712 0.4045 0.2130
3.500 1.3504 0.02584 0.01748 -0.1721 0.4015 0.2197
3.750 1.3723 0.02719 0.01889 -0.1722 0.3977 0.2232
4.000 1.3908 0.02834 0.02018 -0.1719 0.3933 0.2280
4.250 1.4165 0.02901 0.02079 -0.1722 0.3895 0.2360
4.500 1.4459 0.02949 0.02110 -0.1725 0.3864 0.2458
4.750 1.4714 0.02963 0.02121 -0.1732 0.3834 0.2513
5.000 1.4779 0.03291 0.02476 -0.1712 0.3792 0.2582
5.250 1.4934 0.03414 0.02612 -0.1708 0.3758 0.2638
5.500 1.5161 0.03503 0.02701 -0.1707 0.3729 0.2740
5.750 1.5441 0.03527 0.02716 -0.1713 0.3704 0.2902
6.000 1.5716 0.03576 0.02755 -0.1718 0.3680 0.3145
6.250 1.5351 0.04294 0.03532 -0.1660 0.3636 0.3105
6.750 1.6632 0.05000 0.04179 -0.1778 0.3599 0.3814
7.000 1.6872 0.05049 0.04227 -0.1780 0.3571 0.4146
7.250 1.7152 0.05082 0.04250 -0.1783 0.3548 0.4427
7.500 1.7491 0.05084 0.04233 -0.1791 0.3527 0.4671
8.250 1.8030 0.05007 0.04149 -0.1749 0.3348 0.5155
8.500 1.7682 0.05516 0.04705 -0.1695 0.3326 0.5136
8.750 1.8670 0.04657 0.03760 -0.1744 0.3196 0.5283
9.000 1.8521 0.04917 0.04058 -0.1701 0.3158 0.5281
9.250 1.8541 0.05040 0.04195 -0.1673 0.3116 0.5275
9.500 1.7088 0.06684 0.05926 -0.1569 0.3180 0.5197
9.750 1.8810 0.04910 0.04047 -0.1629 0.2979 0.5226
10.000 1.9238 0.04628 0.03718 -0.1633 0.2888 0.5015
10.250 1.9016 0.04900 0.04025 -0.1584 0.2863 0.4972
10.500 1.8815 0.05207 0.04359 -0.1548 0.2833 0.4919
10.750 1.8731 0.05438 0.04604 -0.1525 0.2795 0.4831
11.000 1.9013 0.05296 0.04433 -0.1515 0.2729 0.4604
11.250 1.8736 0.05767 0.04939 -0.1492 0.2705 0.4590
11.500 1.8442 0.06328 0.05531 -0.1478 0.2682 0.4584
11.750 1.7983 0.07197 0.06437 -0.1477 0.2672 0.4644
12.000 1.8367 0.06816 0.06023 -0.1464 0.2567 0.4409
12.250 1.8010 0.07615 0.06856 -0.1469 0.2559 0.4423
12.500 1.7498 0.08765 0.08043 -0.1489 0.2569 0.4502
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)