GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.37 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 0.1568 0.11150 0.10701 -0.0772 0.8426 0.0310
-9.500 0.1722 0.10887 0.10429 -0.0791 0.8217 0.0318
-9.250 0.1852 0.10649 0.10183 -0.0805 0.8011 0.0326
-9.000 0.1973 0.10424 0.09952 -0.0816 0.7811 0.0335
-8.750 0.2089 0.10209 0.09728 -0.0825 0.7616 0.0344
-8.500 0.2201 0.09999 0.09512 -0.0834 0.7432 0.0355
-8.250 0.2307 0.09803 0.09309 -0.0843 0.7252 0.0369
-8.000 0.2407 0.09645 0.09143 -0.0853 0.7077 0.0378
-7.750 0.2495 0.09522 0.09014 -0.0861 0.6913 0.0383
-7.500 0.2566 0.09444 0.08931 -0.0869 0.6760 0.0386
-7.250 0.2629 0.09365 0.08847 -0.0873 0.6618 0.0387
-7.000 0.2716 0.09318 0.08796 -0.0890 0.6487 0.0389
-6.750 0.2845 0.08717 0.08187 -0.0870 0.6366 0.0400
-6.500 0.2955 0.08497 0.07958 -0.0867 0.6248 0.0414
-6.250 0.3064 0.08318 0.07775 -0.0872 0.6136 0.0426
-6.000 0.3178 0.08147 0.07598 -0.0878 0.6031 0.0439
-5.750 0.3300 0.07973 0.07417 -0.0887 0.5935 0.0455
-5.500 0.3433 0.07805 0.07246 -0.0902 0.5841 0.0476
-5.250 0.3599 0.07681 0.07113 -0.0930 0.5756 0.0491
-5.000 0.3793 0.07559 0.06988 -0.0967 0.5668 0.0496
-4.750 0.4027 0.07443 0.06862 -0.1014 0.5589 0.0499
-4.500 0.4070 0.07047 0.06468 -0.0978 0.5507 0.0513
-4.250 0.4219 0.06859 0.06272 -0.0979 0.5428 0.0539
-4.000 0.4409 0.06676 0.06086 -0.0999 0.5345 0.0563
-3.750 0.4652 0.06502 0.05902 -0.1035 0.5269 0.0595
-3.500 0.4983 0.06343 0.05734 -0.1097 0.5188 0.0607
-3.250 0.5324 0.06155 0.05533 -0.1157 0.5111 0.0610
-3.000 0.5410 0.05861 0.05239 -0.1135 0.5044 0.0626
-2.500 0.5964 0.05371 0.04727 -0.1202 0.4900 0.0545
-2.250 0.6294 0.05169 0.04516 -0.1245 0.4817 0.0572
-2.000 0.6663 0.04939 0.04266 -0.1296 0.4748 0.0571
-1.750 0.7050 0.04709 0.04026 -0.1349 0.4663 0.0569
-1.500 0.7628 0.04440 0.03726 -0.1449 0.4592 0.0608
-1.250 0.8046 0.04221 0.03494 -0.1504 0.4513 0.0615
-1.000 0.8235 0.04174 0.03440 -0.1494 0.4448 0.0653
-0.750 0.8638 0.04027 0.03276 -0.1539 0.4376 0.0689
-0.500 0.9084 0.03850 0.03077 -0.1593 0.4303 0.0698
-0.250 0.9632 0.03642 0.02836 -0.1670 0.4235 0.0732
0.000 0.9835 0.03636 0.02831 -0.1660 0.4170 0.0775
0.250 1.0271 0.03515 0.02680 -0.1705 0.4115 0.0829
0.500 1.0635 0.03431 0.02582 -0.1733 0.4056 0.0874
0.750 1.1009 0.03373 0.02506 -0.1761 0.3998 0.0976
1.000 1.1307 0.03365 0.02478 -0.1770 0.3951 0.1089
1.250 1.1578 0.03366 0.02473 -0.1774 0.3897 0.1206
1.500 1.1818 0.03366 0.02468 -0.1772 0.3845 0.1344
1.750 1.2116 0.03352 0.02437 -0.1781 0.3801 0.1456
2.000 1.2453 0.03391 0.02454 -0.1795 0.3760 0.1554
2.250 1.2715 0.03323 0.02385 -0.1802 0.3716 0.1576
2.500 1.2996 0.03302 0.02354 -0.1809 0.3676 0.1610
2.750 1.3312 0.03357 0.02386 -0.1818 0.3639 0.1668
3.000 1.3584 0.03313 0.02333 -0.1825 0.3604 0.1690
3.250 1.3840 0.03300 0.02321 -0.1828 0.3562 0.1720
3.500 1.4109 0.03307 0.02321 -0.1832 0.3523 0.1747
3.750 1.4389 0.03346 0.02346 -0.1835 0.3490 0.1786
4.250 1.4926 0.03372 0.02355 -0.1841 0.3431 0.1807
4.500 1.5158 0.03381 0.02371 -0.1840 0.3399 0.1881
4.750 1.5413 0.03454 0.02436 -0.1838 0.3368 0.1917
5.000 1.5660 0.03440 0.02419 -0.1840 0.3339 0.1935
5.250 1.5908 0.03455 0.02429 -0.1840 0.3313 0.1963
5.500 1.6151 0.03500 0.02467 -0.1838 0.3286 0.2012
5.750 1.6360 0.03574 0.02547 -0.1830 0.3255 0.2032
6.000 1.6574 0.03591 0.02572 -0.1828 0.3225 0.2069
6.500 1.7011 0.03684 0.02670 -0.1818 0.3176 0.2241
6.750 1.7242 0.03750 0.02729 -0.1813 0.3155 0.2273
7.000 1.7497 0.03773 0.02747 -0.1816 0.3136 0.2307
7.250 1.7648 0.03857 0.02851 -0.1803 0.3111 0.2351
7.500 1.7795 0.03950 0.02958 -0.1788 0.3085 0.2399
7.750 1.7915 0.03996 0.03012 -0.1772 0.3035 0.2430
8.000 1.8023 0.04003 0.03004 -0.1750 0.2966 0.2548
8.250 1.7956 0.04118 0.03143 -0.1709 0.2909 0.2660
8.500 1.7989 0.04199 0.03228 -0.1685 0.2854 0.2819
8.750 1.8044 0.04280 0.03308 -0.1664 0.2804 0.3067
9.000 1.8000 0.04461 0.03511 -0.1639 0.2754 0.3184
9.250 1.7995 0.04629 0.03689 -0.1619 0.2705 0.3206
9.500 1.8009 0.04786 0.03841 -0.1601 0.2654 0.3191
9.750 1.7957 0.05091 0.04162 -0.1580 0.2608 0.2060
10.000 1.7871 0.05393 0.04475 -0.1566 0.2544 0.2048
10.250 1.7777 0.05730 0.04818 -0.1556 0.2479 0.2037
10.500 1.7653 0.06150 0.05258 -0.1550 0.2421 0.2032
10.750 1.7533 0.06576 0.05690 -0.1548 0.2363 0.2031
11.000 1.7367 0.07114 0.06248 -0.1551 0.2314 0.2030
11.250 1.7167 0.07736 0.06893 -0.1558 0.2273 0.2031
11.500 1.6959 0.08399 0.07572 -0.1568 0.2234 0.2033
11.750 1.6758 0.09071 0.08258 -0.1581 0.2194 0.2038
12.000 1.6465 0.09948 0.09163 -0.1602 0.2179 0.2035
12.250 1.6123 0.10940 0.10184 -0.1629 0.2173 0.2026
12.500 1.5732 0.12067 0.11340 -0.1663 0.2174 0.2023
12.750 1.5259 0.13419 0.12721 -0.1709 0.2177 0.2021
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)