GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 175.68 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 0.1933 0.09992 0.09678 -0.0881 0.7301 0.0161
-9.250 0.1995 0.09824 0.09501 -0.0890 0.7066 0.0163
-9.000 0.2066 0.09649 0.09315 -0.0895 0.6826 0.0163
-8.750 0.2165 0.09346 0.09002 -0.0890 0.6600 0.0165
-8.500 0.2264 0.09158 0.08803 -0.0890 0.6393 0.0167
-8.250 0.2372 0.09008 0.08644 -0.0890 0.6208 0.0173
-8.000 0.2466 0.08829 0.08457 -0.0893 0.6044 0.0177
-7.750 0.2564 0.08652 0.08274 -0.0896 0.5923 0.0182
-7.250 0.2745 0.08272 0.07886 -0.0903 0.5711 0.0197
-7.000 0.2805 0.08111 0.07722 -0.0906 0.5628 0.0203
-6.750 0.2865 0.07974 0.07585 -0.0915 0.5552 0.0204
-6.250 0.3088 0.07502 0.07110 -0.0935 0.5405 0.0207
-6.000 0.3214 0.07310 0.06912 -0.0933 0.5327 0.0210
-5.750 0.3356 0.07146 0.06747 -0.0939 0.5251 0.0216
-5.500 0.3502 0.06977 0.06574 -0.0950 0.5176 0.0223
-5.250 0.3660 0.06788 0.06382 -0.0966 0.5110 0.0235
-5.000 0.3870 0.06563 0.06155 -0.1007 0.5045 0.0253
-4.750 0.4127 0.06349 0.05934 -0.1065 0.4984 0.0256
-4.500 0.4235 0.06072 0.05659 -0.1053 0.4921 0.0263
-4.250 0.4418 0.05914 0.05497 -0.1063 0.4849 0.0268
-4.000 0.4626 0.05744 0.05323 -0.1081 0.4782 0.0278
-3.750 0.4863 0.05546 0.05122 -0.1108 0.4707 0.0294
-3.500 0.5312 0.05257 0.04822 -0.1207 0.4638 0.0319
-3.250 0.5505 0.04961 0.04524 -0.1221 0.4562 0.0327
-3.000 0.5699 0.04859 0.04415 -0.1221 0.4483 0.0339
-2.750 0.5985 0.04695 0.04247 -0.1250 0.4402 0.0371
-2.500 0.6494 0.04315 0.03852 -0.1352 0.4324 0.0405
-2.250 0.6708 0.04208 0.03743 -0.1353 0.4242 0.0417
-2.000 0.6994 0.04086 0.03611 -0.1374 0.4160 0.0447
-1.750 0.7523 0.03770 0.03282 -0.1465 0.4075 0.0501
-1.500 0.7771 0.03681 0.03184 -0.1471 0.3997 0.0517
-1.250 0.9463 0.02069 0.01472 -0.1887 0.3904 0.0516
-1.000 0.9738 0.02064 0.01460 -0.1888 0.3832 0.0549
-0.750 1.0064 0.02002 0.01388 -0.1902 0.3767 0.0610
-0.500 1.0260 0.02090 0.01478 -0.1880 0.3706 0.0628
-0.250 1.0549 0.02072 0.01453 -0.1884 0.3653 0.0707
0.000 1.0759 0.02140 0.01523 -0.1867 0.3601 0.0720
0.250 1.0976 0.02197 0.01576 -0.1854 0.3550 0.0750
0.500 1.1247 0.02203 0.01575 -0.1854 0.3504 0.0830
0.750 1.1470 0.02243 0.01617 -0.1843 0.3461 0.0862
1.000 1.1765 0.02224 0.01587 -0.1849 0.3418 0.0940
1.250 1.1983 0.02258 0.01616 -0.1839 0.3378 0.0972
1.500 1.2219 0.02284 0.01643 -0.1832 0.3346 0.1065
2.750 1.3690 0.02175 0.01495 -0.1863 0.3184 0.1266
3.000 1.3957 0.02146 0.01467 -0.1865 0.3156 0.1277
3.250 1.4225 0.02130 0.01448 -0.1866 0.3127 0.1293
3.500 1.4495 0.02125 0.01437 -0.1867 0.3100 0.1327
4.000 1.4732 0.00985 0.00304 -0.1805 0.3031 0.1381
4.250 1.4986 0.00974 0.00296 -0.1805 0.3010 0.1392
4.500 1.5239 0.00972 0.00295 -0.1804 0.2987 0.1408
4.750 1.5491 0.00977 0.00298 -0.1803 0.2963 0.1439
5.000 1.6135 0.02162 0.01443 -0.1868 0.2955 0.1483
5.250 1.6393 0.02110 0.01384 -0.1872 0.2910 0.1494
5.500 1.6639 0.02091 0.01367 -0.1871 0.2866 0.1502
5.750 1.6889 0.02080 0.01359 -0.1869 0.2833 0.1514
6.000 1.7130 0.02081 0.01358 -0.1866 0.2790 0.1531
6.250 1.7350 0.02105 0.01375 -0.1859 0.2743 0.1559
6.500 1.7187 0.01016 0.00313 -0.1779 0.2670 0.1615
6.750 1.7384 0.01011 0.00302 -0.1772 0.2594 0.1625
7.000 1.7603 0.01002 0.00295 -0.1767 0.2502 0.1637
7.250 1.7779 0.01023 0.00309 -0.1755 0.2396 0.1653
7.500 1.7897 0.01064 0.00340 -0.1733 0.2240 0.1672
7.750 1.7914 0.01140 0.00402 -0.1696 0.2037 0.1695
8.000 1.8563 0.02401 0.01599 -0.1759 0.1774 0.1728
8.250 1.8351 0.02680 0.01842 -0.1694 0.1330 0.1732
8.500 1.8080 0.03024 0.02166 -0.1635 0.0920 0.1732
8.750 1.7818 0.03418 0.02553 -0.1590 0.0543 0.1733
9.000 1.7679 0.03761 0.02895 -0.1563 0.0223 0.1734
9.250 1.7732 0.03949 0.03089 -0.1550 0.0190 0.1736
9.500 1.7807 0.04112 0.03264 -0.1547 0.0180 0.1745
9.750 1.7837 0.04337 0.03502 -0.1539 0.0172 0.1752
10.000 1.7837 0.04609 0.03787 -0.1532 0.0164 0.1760
10.250 1.7815 0.04926 0.04119 -0.1527 0.0156 0.1770
10.500 1.7779 0.05278 0.04485 -0.1524 0.0151 0.1780
10.750 1.7744 0.05646 0.04866 -0.1523 0.0149 0.1792
11.000 1.7686 0.06061 0.05294 -0.1525 0.0147 0.1806
11.250 1.7609 0.06519 0.05766 -0.1528 0.0145 0.1826
11.500 1.7497 0.07041 0.06299 -0.1527 0.0144 0.1858
11.750 1.7386 0.07582 0.06854 -0.1534 0.0142 0.1859
12.000 1.7270 0.08144 0.07432 -0.1545 0.0141 0.1862
12.250 1.7141 0.08748 0.08051 -0.1559 0.0139 0.1865
12.500 1.7000 0.09381 0.08700 -0.1574 0.0138 0.1868
12.750 1.6854 0.10033 0.09368 -0.1590 0.0137 0.1870
13.000 1.6705 0.10707 0.10057 -0.1608 0.0136 0.1873
13.250 1.6561 0.11382 0.10747 -0.1627 0.0136 0.1875
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)