GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 61.17 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 0.1715 0.10412 0.10099 -0.0820 0.8871 0.0276
-9.250 0.1970 0.10086 0.09759 -0.0868 0.8626 0.0286
-9.000 0.2117 0.09852 0.09513 -0.0886 0.8372 0.0295
-8.750 0.2226 0.09650 0.09300 -0.0894 0.8130 0.0306
-8.500 0.2317 0.09496 0.09136 -0.0900 0.7894 0.0313
-8.250 0.2381 0.09433 0.09063 -0.0907 0.7653 0.0317
-8.000 0.2430 0.09393 0.09013 -0.0913 0.7437 0.0318
-7.750 0.2471 0.09328 0.08942 -0.0914 0.7224 0.0319
-7.500 0.2633 0.08734 0.08336 -0.0904 0.7041 0.0326
-7.250 0.2733 0.08527 0.08118 -0.0900 0.6860 0.0332
-7.000 0.2824 0.08356 0.07938 -0.0897 0.6700 0.0340
-6.750 0.2910 0.08196 0.07771 -0.0895 0.6558 0.0351
-6.500 0.2990 0.08047 0.07614 -0.0895 0.6431 0.0364
-6.250 0.3097 0.07894 0.07453 -0.0903 0.6314 0.0382
-6.000 0.3256 0.07963 0.07519 -0.0956 0.6199 0.0395
-5.750 0.3365 0.07615 0.07164 -0.0955 0.6102 0.0400
-5.500 0.3477 0.07335 0.06877 -0.0944 0.5998 0.0408
-5.250 0.3614 0.07146 0.06684 -0.0947 0.5895 0.0420
-4.750 0.3937 0.06796 0.06322 -0.0975 0.5709 0.0457
-4.500 0.4284 0.06769 0.06281 -0.1062 0.5626 0.0485
-4.250 0.4468 0.06484 0.05997 -0.1084 0.5537 0.0490
-4.000 0.4553 0.06200 0.05704 -0.1059 0.5460 0.0501
-3.750 0.4724 0.06031 0.05534 -0.1062 0.5365 0.0526
-3.500 0.4998 0.05870 0.05362 -0.1100 0.5281 0.0574
-3.250 0.5435 0.05694 0.05175 -0.1193 0.5188 0.0592
-3.000 0.5535 0.05434 0.04910 -0.1172 0.5110 0.0603
-2.750 0.5745 0.05262 0.04734 -0.1181 0.5025 0.0626
-2.500 0.6420 0.05191 0.04641 -0.1320 0.4929 0.0697
-2.250 0.6489 0.04874 0.04323 -0.1292 0.4856 0.0706
-2.000 0.6695 0.04697 0.04138 -0.1295 0.4779 0.0726
-1.750 0.7007 0.04539 0.03971 -0.1325 0.4693 0.0770
-1.500 0.7551 0.04351 0.03763 -0.1415 0.4607 0.0815
-1.250 0.7768 0.04170 0.03577 -0.1417 0.4532 0.0832
-1.000 0.8091 0.04037 0.03430 -0.1444 0.4464 0.0873
-0.750 0.8697 0.03897 0.03269 -0.1537 0.4379 0.0924
-0.500 0.8923 0.03725 0.03083 -0.1539 0.4324 0.0939
-0.250 0.9231 0.03610 0.02966 -0.1558 0.4251 0.0977
0.000 0.9858 0.03532 0.02853 -0.1644 0.4182 0.1032
0.250 1.0070 0.03356 0.02677 -0.1643 0.4126 0.1048
0.500 1.0378 0.03267 0.02580 -0.1658 0.4066 0.1095
1.250 1.1489 0.03007 0.02275 -0.1737 0.3913 0.1312
1.500 1.1867 0.02948 0.02193 -0.1763 0.3868 0.1391
1.750 1.2289 0.03104 0.02318 -0.1784 0.3820 0.1485
2.000 1.2531 0.02911 0.02130 -0.1792 0.3774 0.1496
2.250 1.2793 0.02837 0.02051 -0.1797 0.3733 0.1521
2.500 1.3090 0.02820 0.02017 -0.1805 0.3696 0.1558
2.750 1.3450 0.02986 0.02163 -0.1813 0.3658 0.1607
3.000 1.3725 0.02872 0.02050 -0.1823 0.3620 0.1615
3.250 1.3986 0.02797 0.01975 -0.1828 0.3585 0.1632
3.500 1.4262 0.02777 0.01945 -0.1833 0.3553 0.1657
3.750 1.4554 0.02795 0.01947 -0.1839 0.3520 0.1694
4.000 1.4847 0.02940 0.02085 -0.1834 0.3485 0.1736
4.250 1.5110 0.02841 0.01992 -0.1842 0.3450 0.1745
4.500 1.5373 0.02806 0.01956 -0.1846 0.3419 0.1762
4.750 1.5641 0.02809 0.01951 -0.1848 0.3392 0.1799
5.000 1.5939 0.02952 0.02069 -0.1846 0.3364 0.1859
5.250 1.6184 0.02897 0.02031 -0.1849 0.3338 0.1870
5.500 1.6428 0.02889 0.02031 -0.1850 0.3310 0.1889
5.750 1.6677 0.02906 0.02050 -0.1848 0.3282 0.1924
6.000 1.6935 0.02996 0.02130 -0.1842 0.3255 0.1982
6.250 1.7204 0.02955 0.02081 -0.1849 0.3218 0.2004
6.500 1.7391 0.02957 0.02094 -0.1838 0.3163 0.2043
6.750 1.7590 0.03008 0.02140 -0.1822 0.3109 0.2100
7.000 1.7830 0.02970 0.02095 -0.1823 0.3065 0.2120
7.250 1.7993 0.02974 0.02110 -0.1808 0.3004 0.2154
7.500 1.8150 0.03022 0.02157 -0.1787 0.2948 0.2218
7.750 1.8357 0.03002 0.02128 -0.1783 0.2899 0.2242
8.000 1.8478 0.03021 0.02164 -0.1762 0.2844 0.2294
8.250 1.8576 0.03047 0.02193 -0.1736 0.2780 0.2352
8.500 1.8639 0.03074 0.02220 -0.1707 0.2719 0.2389
8.750 1.8679 0.03149 0.02306 -0.1672 0.2651 0.2459
9.000 1.8735 0.03196 0.02347 -0.1649 0.2584 0.2483
9.250 1.8802 0.03268 0.02434 -0.1628 0.2494 0.2537
9.500 1.8834 0.03390 0.02554 -0.1604 0.2409 0.2599
9.750 1.8893 0.03508 0.02677 -0.1588 0.2320 0.2656
10.000 1.8949 0.03651 0.02826 -0.1572 0.2245 0.2734
10.250 1.8945 0.03857 0.03030 -0.1553 0.2150 0.2834
10.500 1.8934 0.04078 0.03253 -0.1540 0.2016 0.2881
10.750 1.8864 0.04385 0.03556 -0.1526 0.1874 0.2979
11.000 1.8739 0.04775 0.03944 -0.1515 0.1710 0.3023
11.250 1.8520 0.05307 0.04472 -0.1506 0.1525 0.3101
11.500 1.8253 0.05949 0.05114 -0.1505 0.1350 0.3105
11.750 1.7982 0.06644 0.05815 -0.1510 0.1203 0.3108
12.000 1.7724 0.07370 0.06549 -0.1520 0.1080 0.3115
12.250 1.7460 0.08138 0.07329 -0.1533 0.0973 0.3119
12.500 1.7210 0.08920 0.08123 -0.1550 0.0885 0.3127
12.750 1.6961 0.09725 0.08942 -0.1570 0.0809 0.3133
13.000 1.6716 0.10551 0.09782 -0.1593 0.0739 0.3142
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)