GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 88.89 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 0.2197 0.09720 0.09298 -0.0881 0.5399 0.0117
-8.750 0.2296 0.09507 0.09083 -0.0888 0.5312 0.0118
-8.500 0.2392 0.09298 0.08870 -0.0895 0.5243 0.0118
-8.250 0.2482 0.09068 0.08640 -0.0903 0.5181 0.0119
-8.000 0.2575 0.08854 0.08425 -0.0910 0.5123 0.0120
-7.750 0.2665 0.08641 0.08210 -0.0915 0.5070 0.0120
-7.500 0.2758 0.08428 0.07998 -0.0919 0.5016 0.0120
-7.250 0.2875 0.08281 0.07848 -0.0918 0.4951 0.0108
-7.000 0.2949 0.08071 0.07638 -0.0919 0.4902 0.0100
-6.750 0.3028 0.07899 0.07467 -0.0920 0.4850 0.0103
-6.500 0.3104 0.07651 0.07219 -0.0927 0.4795 0.0094
-6.250 0.3238 0.07514 0.07079 -0.0935 0.4735 0.0107
-6.000 0.3366 0.07304 0.06869 -0.0948 0.4678 0.0107
-5.750 0.3501 0.07086 0.06649 -0.0964 0.4618 0.0105
-5.500 0.3647 0.06855 0.06416 -0.0982 0.4564 0.0102
-5.250 0.3811 0.06622 0.06182 -0.1003 0.4509 0.0102
-5.000 0.3986 0.06382 0.05939 -0.1027 0.4451 0.0104
-4.750 0.4180 0.06131 0.05686 -0.1055 0.4397 0.0105
-4.500 0.4398 0.05849 0.05401 -0.1091 0.4338 0.0110
-4.250 0.4662 0.05456 0.05002 -0.1148 0.4277 0.0122
-4.000 0.4909 0.05278 0.04820 -0.1176 0.4206 0.0127
-3.750 0.5178 0.05066 0.04602 -0.1211 0.4132 0.0131
-3.500 0.5484 0.04814 0.04342 -0.1257 0.4054 0.0141
-3.250 0.5951 0.04316 0.03833 -0.1359 0.3984 0.0168
-2.750 0.6899 0.03596 0.03085 -0.1532 0.3840 0.0227
-2.250 0.8273 0.02586 0.02012 -0.1813 0.3691 0.0322
-2.000 0.8673 0.02433 0.01838 -0.1855 0.3619 0.0346
-1.750 0.9089 0.02268 0.01650 -0.1900 0.3554 0.0365
-1.500 0.9433 0.02182 0.01546 -0.1922 0.3491 0.0380
-1.250 0.9742 0.02138 0.01490 -0.1933 0.3443 0.0397
-1.000 1.0027 0.02124 0.01472 -0.1936 0.3398 0.0424
-0.750 1.0333 0.02084 0.01425 -0.1946 0.3352 0.0460
-0.500 1.0627 0.02058 0.01393 -0.1953 0.3310 0.0518
-0.250 1.0900 0.02054 0.01389 -0.1953 0.3275 0.0616
0.250 1.1453 0.02033 0.01357 -0.1957 0.3196 0.0747
0.750 1.2049 0.01969 0.01270 -0.1973 0.3127 0.0855
1.000 1.2293 0.01996 0.01298 -0.1966 0.3102 0.0867
1.250 1.2551 0.02005 0.01305 -0.1963 0.3075 0.0881
1.500 1.2825 0.01998 0.01292 -0.1964 0.3047 0.0901
1.750 1.3175 0.01914 0.01189 -0.1984 0.3019 0.0970
2.000 1.3411 0.01946 0.01219 -0.1976 0.2991 0.0980
2.250 1.3668 0.01955 0.01225 -0.1974 0.2966 0.0989
2.500 1.3936 0.01951 0.01220 -0.1974 0.2943 0.1002
2.750 1.4203 0.01949 0.01215 -0.1973 0.2917 0.1023
3.000 1.4541 0.01879 0.01127 -0.1989 0.2892 0.1083
3.250 1.4793 0.01890 0.01136 -0.1986 0.2868 0.1089
3.500 1.5041 0.01904 0.01147 -0.1982 0.2845 0.1096
3.750 1.5288 0.01919 0.01159 -0.1978 0.2822 0.1106
4.000 1.5542 0.01926 0.01166 -0.1975 0.2805 0.1119
4.250 1.5802 0.01928 0.01168 -0.1974 0.2789 0.1140
4.500 1.6100 0.01896 0.01125 -0.1980 0.2769 0.1195
4.750 1.6343 0.01911 0.01141 -0.1975 0.2748 0.1202
5.000 1.6584 0.01928 0.01159 -0.1971 0.2725 0.1209
5.250 1.6819 0.01947 0.01177 -0.1965 0.2699 0.1218
5.500 1.7045 0.01971 0.01196 -0.1959 0.2651 0.1228
5.750 1.7290 0.01979 0.01205 -0.1955 0.2594 0.1243
6.000 1.7520 0.01998 0.01219 -0.1950 0.2541 0.1271
6.250 1.7769 0.01999 0.01208 -0.1947 0.2488 0.1309
6.500 1.7987 0.02024 0.01232 -0.1940 0.2415 0.1315
6.750 1.8176 0.02068 0.01269 -0.1928 0.2322 0.1321
7.000 1.8343 0.02124 0.01316 -0.1913 0.2188 0.1327
7.250 1.8444 0.02210 0.01387 -0.1889 0.1971 0.1334
7.500 1.8416 0.02353 0.01507 -0.1845 0.1679 0.1339
7.750 1.8152 0.02665 0.01785 -0.1776 0.1179 0.1340
8.000 1.7887 0.03019 0.02123 -0.1719 0.0758 0.1340
8.250 1.7657 0.03404 0.02503 -0.1677 0.0248 0.1342
8.500 1.7700 0.03583 0.02689 -0.1662 0.0171 0.1350
8.750 1.7766 0.03752 0.02865 -0.1649 0.0147 0.1360
9.000 1.7830 0.03931 0.03053 -0.1638 0.0138 0.1375
9.250 1.7885 0.04129 0.03259 -0.1629 0.0129 0.1396
9.500 1.7941 0.04341 0.03477 -0.1622 0.0120 0.1419
9.750 1.7953 0.04609 0.03755 -0.1615 0.0111 0.1428
10.000 1.7957 0.04896 0.04054 -0.1609 0.0105 0.1432
10.250 1.7951 0.05208 0.04378 -0.1604 0.0100 0.1435
10.500 1.7927 0.05558 0.04740 -0.1602 0.0095 0.1439
10.750 1.7885 0.05945 0.05140 -0.1601 0.0091 0.1442
11.000 1.7826 0.06370 0.05578 -0.1602 0.0088 0.1446
11.250 1.7749 0.06839 0.06062 -0.1606 0.0085 0.1449
11.500 1.7649 0.07356 0.06593 -0.1612 0.0082 0.1452
11.750 1.7526 0.07923 0.07176 -0.1619 0.0079 0.1455
12.000 1.7432 0.08454 0.07721 -0.1628 0.0077 0.1460
12.250 1.7321 0.09025 0.08306 -0.1638 0.0075 0.1464
12.500 1.7199 0.09625 0.08921 -0.1650 0.0073 0.1467
12.750 1.7069 0.10252 0.09562 -0.1663 0.0071 0.1471
13.000 1.6939 0.10892 0.10216 -0.1679 0.0069 0.1475
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)