GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.15 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.0762 0.15315 0.14760 -0.0288 1.0000 0.0457
-11.750 -0.0791 0.15233 0.14691 -0.0273 1.0000 0.0465
-11.500 -0.0855 0.15200 0.14673 -0.0252 1.0000 0.0471
-11.250 -0.0661 0.14872 0.14347 -0.0297 0.9912 0.0483
-11.000 -0.0443 0.14565 0.14041 -0.0350 0.9795 0.0491
-10.750 -0.0233 0.14304 0.13781 -0.0401 0.9666 0.0495
-10.500 -0.0032 0.14086 0.13562 -0.0452 0.9533 0.0498
-10.000 0.0435 0.13019 0.12497 -0.0530 0.9329 0.0514
-9.750 0.0681 0.12598 0.12074 -0.0572 0.9213 0.0535
-9.500 0.0928 0.12233 0.11707 -0.0618 0.9090 0.0559
-9.250 0.1175 0.11896 0.11365 -0.0666 0.8964 0.0584
-9.000 0.1405 0.11641 0.11106 -0.0714 0.8820 0.0601
-8.750 0.1598 0.11468 0.10927 -0.0754 0.8650 0.0607
-8.500 0.1747 0.11355 0.10809 -0.0784 0.8465 0.0610
-8.250 0.1909 0.10961 0.10413 -0.0800 0.8302 0.0615
-8.000 0.2077 0.10510 0.09955 -0.0806 0.8138 0.0628
-7.750 0.2204 0.10250 0.09689 -0.0812 0.7963 0.0644
-7.500 0.2313 0.10043 0.09477 -0.0815 0.7792 0.0662
-7.250 0.2408 0.09867 0.09296 -0.0817 0.7625 0.0682
-7.000 0.2485 0.09738 0.09163 -0.0819 0.7468 0.0705
-6.750 0.2550 0.09687 0.09109 -0.0823 0.7317 0.0719
-6.500 0.2642 0.09697 0.09115 -0.0841 0.7174 0.0726
-6.000 0.2860 0.09074 0.08482 -0.0835 0.6925 0.0746
-5.750 0.2972 0.08855 0.08259 -0.0836 0.6801 0.0763
-5.500 0.3100 0.08664 0.08061 -0.0844 0.6691 0.0784
-5.250 0.3238 0.08489 0.07879 -0.0855 0.6582 0.0804
-5.000 0.3373 0.08352 0.07739 -0.0870 0.6466 0.0827
-4.750 0.3562 0.08259 0.07637 -0.0903 0.6365 0.0842
-4.500 0.3796 0.08201 0.07571 -0.0949 0.6263 0.0849
-4.250 0.3848 0.07806 0.07175 -0.0920 0.6165 0.0869
-4.000 0.4028 0.07581 0.06939 -0.0931 0.6081 0.0899
-3.750 0.4195 0.07425 0.06780 -0.0947 0.5975 0.0923
-3.500 0.4447 0.07261 0.06604 -0.0983 0.5890 0.0950
-3.250 0.4757 0.07163 0.06495 -0.1038 0.5790 0.0963
-3.000 0.4915 0.06887 0.06214 -0.1042 0.5708 0.0981
-2.750 0.5104 0.06681 0.06000 -0.1051 0.5620 0.1019
-2.500 0.5389 0.06512 0.05820 -0.1088 0.5533 0.1052
-2.250 0.5810 0.06378 0.05665 -0.1157 0.5444 0.1075
-2.000 0.6019 0.06146 0.05428 -0.1170 0.5362 0.1098
-1.750 0.6297 0.05958 0.05226 -0.1195 0.5282 0.1143
-1.500 0.6692 0.05817 0.05068 -0.1250 0.5196 0.1176
-1.250 0.7139 0.05661 0.04888 -0.1314 0.5113 0.1198
-1.000 0.7360 0.05475 0.04695 -0.1322 0.5040 0.1248
-0.750 0.7763 0.05342 0.04542 -0.1371 0.4960 0.1277
-0.500 0.8217 0.05220 0.04395 -0.1429 0.4886 0.1293
-0.250 0.8545 0.05086 0.04249 -0.1460 0.4808 0.1330
0.000 0.9000 0.04999 0.04129 -0.1509 0.4746 0.1413
0.250 0.9387 0.04946 0.04065 -0.1552 0.4663 0.1419
0.750 1.0097 0.04763 0.03846 -0.1612 0.4540 0.1562
1.000 1.0464 0.04736 0.03799 -0.1641 0.4475 0.1666
1.500 1.1088 0.04600 0.03636 -0.1681 0.4359 0.1874
1.750 1.1425 0.04565 0.03581 -0.1704 0.4306 0.1968
2.000 1.1796 0.04519 0.03504 -0.1727 0.4266 0.2075
2.250 1.2034 0.04616 0.03601 -0.1735 0.4204 0.2145
2.500 1.2297 0.04589 0.03565 -0.1744 0.4155 0.2206
2.750 1.2619 0.04568 0.03521 -0.1758 0.4116 0.2336
3.000 1.2849 0.04658 0.03607 -0.1762 0.4065 0.2401
3.250 1.3053 0.04706 0.03657 -0.1763 0.4014 0.2471
3.500 1.3334 0.04729 0.03666 -0.1771 0.3976 0.2542
3.750 1.3653 0.04728 0.03643 -0.1782 0.3946 0.2656
4.000 1.3757 0.04875 0.03807 -0.1773 0.3898 0.2791
4.250 1.3912 0.04998 0.03935 -0.1768 0.3853 0.3018
4.500 1.4168 0.05002 0.03931 -0.1775 0.3818 0.3327
4.750 1.4494 0.04972 0.03878 -0.1788 0.3789 0.3746
5.250 1.4506 0.05427 0.04366 -0.1751 0.3699 0.3937
5.500 1.4640 0.05577 0.04512 -0.1742 0.3666 0.4039
5.750 1.4889 0.05618 0.04539 -0.1743 0.3641 0.4111
6.000 1.5232 0.05603 0.04503 -0.1751 0.3621 0.4264
6.250 1.3201 0.07812 0.06846 -0.1653 0.3498 0.3843
6.500 1.3485 0.07794 0.06813 -0.1653 0.3479 0.3995
6.750 1.3870 0.07654 0.06651 -0.1651 0.3466 0.4101
7.750 1.1901 0.12436 0.11541 -0.1744 0.3149 0.3852
8.000 1.1636 0.13329 0.12450 -0.1772 0.3095 0.3818
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)