GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 111.93 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 0.1824 0.09905 0.09557 -0.0791 0.5141 0.0062
-10.750 0.1908 0.09640 0.09290 -0.0799 0.5077 0.0062
-10.500 0.1661 0.10775 0.10401 -0.0866 0.5196 0.0062
-10.250 0.1761 0.10542 0.10166 -0.0874 0.5130 0.0062
-10.000 0.1859 0.10307 0.09929 -0.0884 0.5073 0.0062
-9.750 0.1960 0.10072 0.09693 -0.0893 0.5022 0.0062
-9.500 0.2061 0.09849 0.09468 -0.0901 0.4968 0.0062
-9.250 0.2160 0.09624 0.09242 -0.0908 0.4917 0.0062
-9.000 0.2276 0.09458 0.09075 -0.0914 0.4868 0.0059
-8.750 0.2384 0.09264 0.08880 -0.0922 0.4814 0.0056
-8.500 0.2484 0.09056 0.08670 -0.0928 0.4761 0.0053
-8.250 0.2576 0.08819 0.08433 -0.0935 0.4718 0.0053
-8.000 0.2672 0.08600 0.08214 -0.0941 0.4663 0.0053
-7.750 0.2760 0.08384 0.07996 -0.0946 0.4601 0.0053
-7.500 0.2845 0.08160 0.07773 -0.0950 0.4564 0.0055
-7.250 0.2925 0.07959 0.07571 -0.0952 0.4501 0.0055
-7.000 0.2978 0.07752 0.07364 -0.0950 0.4450 0.0057
-6.750 0.3062 0.07539 0.07151 -0.0957 0.4408 0.0058
-6.500 0.3176 0.07306 0.06919 -0.0970 0.4356 0.0058
-6.250 0.3286 0.06996 0.06609 -0.0991 0.4310 0.0063
-6.000 0.3432 0.06803 0.06413 -0.1007 0.4249 0.0065
-4.500 0.5305 0.03641 0.03204 -0.1545 0.3903 0.0135
-4.250 0.5828 0.03201 0.02743 -0.1657 0.3814 0.0156
-4.000 0.6269 0.02929 0.02456 -0.1729 0.3741 0.0175
-3.750 0.6625 0.02787 0.02305 -0.1764 0.3664 0.0196
-3.500 0.7025 0.02593 0.02094 -0.1814 0.3596 0.0213
-3.250 0.7390 0.02460 0.01949 -0.1849 0.3524 0.0229
-3.000 0.7730 0.02362 0.01840 -0.1874 0.3454 0.0244
-2.750 0.8088 0.02239 0.01705 -0.1905 0.3395 0.0261
-2.500 0.8430 0.02141 0.01594 -0.1928 0.3338 0.0275
-2.250 0.8760 0.02059 0.01500 -0.1948 0.3291 0.0285
-2.000 0.9086 0.01985 0.01415 -0.1965 0.3256 0.0290
-1.750 0.9388 0.01950 0.01372 -0.1972 0.3217 0.0302
-1.500 0.9684 0.01921 0.01335 -0.1978 0.3177 0.0317
-1.250 0.9991 0.01875 0.01281 -0.1988 0.3134 0.0338
-1.000 1.0302 0.01825 0.01225 -0.1999 0.3106 0.0354
-0.750 1.0609 0.01778 0.01170 -0.2008 0.3071 0.0370
-0.500 1.0911 0.01739 0.01122 -0.2016 0.3038 0.0386
-0.250 1.1232 0.01673 0.01047 -0.2030 0.3006 0.0466
0.000 1.1556 0.01601 0.00972 -0.2045 0.2974 0.0710
0.250 1.1823 0.01610 0.00983 -0.2042 0.2958 0.0780
0.500 1.2146 0.01534 0.00893 -0.2056 0.2937 0.0850
0.750 1.2397 0.01565 0.00928 -0.2048 0.2913 0.0873
1.000 1.2654 0.01586 0.00949 -0.2043 0.2885 0.0890
1.250 1.2925 0.01584 0.00942 -0.2043 0.2855 0.0917
1.750 1.3504 0.01531 0.00872 -0.2051 0.2805 0.0983
2.000 1.3770 0.01538 0.00879 -0.2049 0.2789 0.0991
2.250 1.4031 0.01551 0.00891 -0.2045 0.2770 0.1002
2.500 1.4290 0.01564 0.00904 -0.2042 0.2750 0.1017
2.750 1.4610 0.01492 0.00815 -0.2054 0.2728 0.1086
3.000 1.4871 0.01503 0.00824 -0.2052 0.2706 0.1092
3.250 1.5129 0.01516 0.00835 -0.2048 0.2682 0.1098
3.500 1.5386 0.01529 0.00847 -0.2045 0.2656 0.1104
3.750 1.5647 0.01538 0.00856 -0.2042 0.2643 0.1112
4.000 1.5907 0.01546 0.00865 -0.2040 0.2626 0.1124
4.250 1.6174 0.01544 0.00860 -0.2039 0.2607 0.1146
4.500 1.6469 0.01500 0.00803 -0.2046 0.2588 0.1201
4.750 1.6716 0.01521 0.00821 -0.2041 0.2545 0.1207
5.000 1.6958 0.01545 0.00843 -0.2036 0.2493 0.1212
5.250 1.7206 0.01563 0.00861 -0.2032 0.2450 0.1218
5.500 1.7445 0.01587 0.00880 -0.2027 0.2390 0.1225
5.750 1.7684 0.01608 0.00898 -0.2022 0.2327 0.1234
6.000 1.7913 0.01636 0.00916 -0.2016 0.2233 0.1250
6.250 1.8166 0.01623 0.00884 -0.2017 0.2119 0.1316
6.500 1.8326 0.01711 0.00953 -0.2000 0.1886 0.1321
6.750 1.8257 0.01971 0.01161 -0.1951 0.1231 0.1324
7.000 1.7995 0.02279 0.01436 -0.1871 0.0496 0.1325
7.250 1.8016 0.02401 0.01557 -0.1834 0.0173 0.1328
7.500 1.8140 0.02467 0.01627 -0.1813 0.0144 0.1333
7.750 1.8258 0.02540 0.01704 -0.1793 0.0131 0.1338
8.000 1.8365 0.02624 0.01792 -0.1773 0.0118 0.1345
8.250 1.8465 0.02717 0.01890 -0.1754 0.0106 0.1354
8.500 1.8568 0.02813 0.01992 -0.1737 0.0098 0.1368
8.750 1.8687 0.02902 0.02081 -0.1725 0.0091 0.1410
9.000 1.8767 0.03032 0.02215 -0.1709 0.0084 0.1418
9.250 1.8835 0.03179 0.02368 -0.1693 0.0078 0.1423
9.500 1.8905 0.03334 0.02530 -0.1679 0.0073 0.1433
9.750 1.8962 0.03509 0.02711 -0.1665 0.0067 0.1440
10.000 1.9003 0.03708 0.02917 -0.1653 0.0063 0.1447
10.250 1.9022 0.03941 0.03159 -0.1641 0.0059 0.1453
10.500 1.9033 0.04193 0.03420 -0.1630 0.0056 0.1458
10.750 1.9037 0.04468 0.03704 -0.1622 0.0054 0.1464
11.000 1.9028 0.04771 0.04016 -0.1615 0.0052 0.1469
11.250 1.9003 0.05108 0.04363 -0.1611 0.0049 0.1475
11.500 1.8968 0.05473 0.04738 -0.1609 0.0047 0.1480
11.750 1.8917 0.05878 0.05152 -0.1608 0.0045 0.1486
12.000 1.8850 0.06318 0.05603 -0.1610 0.0044 0.1492
12.250 1.8753 0.06822 0.06119 -0.1615 0.0042 0.1497
12.500 1.8633 0.07375 0.06684 -0.1621 0.0041 0.1501
12.750 1.8523 0.07924 0.07246 -0.1629 0.0040 0.1507
13.000 1.8397 0.08510 0.07845 -0.1638 0.0039 0.1511
13.250 1.8259 0.09128 0.08476 -0.1650 0.0038 0.1516
13.500 1.8110 0.09777 0.09138 -0.1664 0.0037 0.1519
13.750 1.7961 0.10442 0.09815 -0.1679 0.0037 0.1523
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)