GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 62.43 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 0.1979 0.10392 0.09962 -0.0851 0.7004 0.0200
-9.250 0.2068 0.10192 0.09753 -0.0857 0.6805 0.0208
-9.000 0.2154 0.10011 0.09563 -0.0864 0.6623 0.0212
-8.750 0.2240 0.09842 0.09384 -0.0870 0.6455 0.0214
-8.500 0.2324 0.09675 0.09211 -0.0876 0.6308 0.0215
-8.250 0.2384 0.09590 0.09121 -0.0887 0.6178 0.0217
-8.000 0.2459 0.09429 0.08954 -0.0892 0.6053 0.0217
-7.750 0.2581 0.09013 0.08531 -0.0887 0.5932 0.0221
-7.500 0.2685 0.08788 0.08302 -0.0887 0.5831 0.0224
-7.250 0.2781 0.08604 0.08113 -0.0887 0.5736 0.0228
-7.000 0.2874 0.08426 0.07932 -0.0888 0.5645 0.0232
-6.750 0.2958 0.08260 0.07761 -0.0888 0.5565 0.0235
-6.500 0.3043 0.08103 0.07602 -0.0888 0.5476 0.0241
-6.250 0.3152 0.07928 0.07423 -0.0895 0.5409 0.0247
-6.000 0.3271 0.07746 0.07240 -0.0904 0.5331 0.0254
-5.750 0.3396 0.07562 0.07051 -0.0915 0.5260 0.0264
-5.500 0.3557 0.07388 0.06876 -0.0943 0.5193 0.0284
-5.250 0.3740 0.07226 0.06711 -0.0978 0.5128 0.0288
-5.000 0.3935 0.07033 0.06513 -0.1011 0.5069 0.0290
-4.250 0.4381 0.06301 0.05772 -0.1029 0.4872 0.0255
-4.000 0.4606 0.06023 0.05490 -0.1064 0.4806 0.0236
-3.750 0.4860 0.05739 0.05199 -0.1106 0.4742 0.0229
-3.500 0.5089 0.05596 0.05053 -0.1126 0.4668 0.0255
-3.250 0.5374 0.05353 0.04799 -0.1168 0.4600 0.0266
-3.000 0.5703 0.05072 0.04513 -0.1219 0.4534 0.0269
-2.750 0.6194 0.04651 0.04077 -0.1320 0.4466 0.0292
-2.500 0.6385 0.04605 0.04027 -0.1315 0.4394 0.0314
-2.250 0.6740 0.04395 0.03805 -0.1360 0.4317 0.0329
-2.000 0.7190 0.04124 0.03517 -0.1431 0.4242 0.0367
-1.750 0.7774 0.03731 0.03102 -0.1536 0.4160 0.0395
-1.500 0.7998 0.03723 0.03087 -0.1534 0.4091 0.0419
-1.250 0.8393 0.03563 0.02913 -0.1577 0.4018 0.0446
-1.000 0.8902 0.03309 0.02633 -0.1651 0.3952 0.0475
-0.750 0.9445 0.03037 0.02338 -0.1730 0.3886 0.0510
-0.500 0.9757 0.02981 0.02269 -0.1745 0.3822 0.0528
0.000 1.0542 0.02749 0.02000 -0.1815 0.3703 0.0630
0.250 1.0829 0.02730 0.01970 -0.1821 0.3650 0.0688
0.500 1.1155 0.02683 0.01907 -0.1837 0.3605 0.0763
0.750 1.1506 0.02626 0.01835 -0.1858 0.3559 0.0861
1.000 1.1732 0.02654 0.01859 -0.1850 0.3517 0.0900
1.250 1.2004 0.02662 0.01855 -0.1853 0.3478 0.0988
1.500 1.2259 0.02666 0.01852 -0.1852 0.3441 0.1037
1.750 1.2583 0.02635 0.01809 -0.1865 0.3400 0.1093
2.000 1.2840 0.02627 0.01795 -0.1865 0.3361 0.1113
2.250 1.3119 0.02611 0.01767 -0.1870 0.3326 0.1130
2.500 1.3403 0.02600 0.01741 -0.1876 0.3296 0.1149
2.750 1.3717 0.02578 0.01709 -0.1886 0.3266 0.1179
3.000 1.3983 0.02574 0.01704 -0.1888 0.3236 0.1207
3.250 1.4234 0.02577 0.01703 -0.1887 0.3206 0.1225
3.500 1.4498 0.02576 0.01694 -0.1888 0.3179 0.1238
3.750 1.4760 0.02581 0.01689 -0.1889 0.3152 0.1255
4.000 1.5026 0.02587 0.01686 -0.1890 0.3126 0.1274
4.500 1.5545 0.02598 0.01696 -0.1890 0.3070 0.1324
4.750 1.5775 0.02617 0.01716 -0.1885 0.3044 0.1348
5.000 1.6015 0.02635 0.01730 -0.1882 0.3021 0.1370
5.250 1.6257 0.02655 0.01744 -0.1879 0.2999 0.1386
5.500 1.6499 0.02682 0.01761 -0.1875 0.2979 0.1404
5.750 1.6750 0.02703 0.01779 -0.1873 0.2959 0.1428
6.000 1.6966 0.02725 0.01810 -0.1867 0.2938 0.1441
6.250 1.7176 0.02754 0.01849 -0.1859 0.2915 0.1464
6.500 1.7380 0.02784 0.01883 -0.1851 0.2887 0.1493
6.750 1.7546 0.02816 0.01907 -0.1836 0.2832 0.1507
7.000 1.7697 0.02843 0.01938 -0.1819 0.2764 0.1517
7.250 1.7828 0.02878 0.01976 -0.1798 0.2708 0.1528
7.500 1.7936 0.02937 0.02025 -0.1776 0.2656 0.1540
7.750 1.8092 0.02977 0.02075 -0.1761 0.2592 0.1553
8.000 1.8175 0.03051 0.02148 -0.1739 0.2518 0.1561
8.250 1.8283 0.03124 0.02229 -0.1722 0.2436 0.1576
8.500 1.8331 0.03240 0.02345 -0.1700 0.2347 0.1593
8.750 1.8348 0.03395 0.02494 -0.1677 0.2168 0.1609
9.000 1.8324 0.03603 0.02692 -0.1655 0.1980 0.1621
9.250 1.8219 0.03904 0.02980 -0.1631 0.1763 0.1625
9.500 1.7990 0.04360 0.03420 -0.1606 0.1471 0.1625
9.750 1.7722 0.04911 0.03963 -0.1589 0.1211 0.1625
10.000 1.7460 0.05510 0.04563 -0.1580 0.0993 0.1625
10.250 1.7204 0.06155 0.05213 -0.1578 0.0815 0.1625
10.500 1.6951 0.06844 0.05912 -0.1582 0.0651 0.1624
10.750 1.6706 0.07565 0.06645 -0.1591 0.0486 0.1625
11.000 1.6480 0.08293 0.07386 -0.1604 0.0286 0.1625
11.250 1.6327 0.08929 0.08034 -0.1616 0.0237 0.1627
11.500 1.6225 0.09493 0.08614 -0.1627 0.0205 0.1630
11.750 1.6129 0.10062 0.09199 -0.1640 0.0193 0.1633
12.000 1.6027 0.10649 0.09804 -0.1655 0.0185 0.1637
12.250 1.5925 0.11248 0.10419 -0.1671 0.0179 0.1641
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)