GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 79.66 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 464 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1790 0.12182 0.11731 -0.0246 1.0000 0.0479
-9.250 -0.1880 0.12173 0.11731 -0.0221 1.0000 0.0485
-9.000 -0.1989 0.12220 0.11786 -0.0196 1.0000 0.0488
-8.500 -0.2104 0.11940 0.11521 -0.0151 1.0000 0.0495
-8.250 -0.2151 0.11796 0.11384 -0.0129 1.0000 0.0501
-8.000 -0.2213 0.11697 0.11293 -0.0107 1.0000 0.0510
-7.750 -0.2293 0.11626 0.11230 -0.0084 1.0000 0.0517
-7.500 -0.2228 0.11443 0.11051 -0.0098 0.9970 0.0530
-7.250 -0.1974 0.11164 0.10771 -0.0165 0.9883 0.0547
-7.000 -0.1675 0.10946 0.10552 -0.0256 0.9776 0.0553
-6.750 -0.1406 0.10372 0.09978 -0.0288 0.9716 0.0566
-6.500 -0.1121 0.10001 0.09605 -0.0343 0.9618 0.0585
-6.250 -0.0718 0.09630 0.09230 -0.0435 0.9543 0.0610
-6.000 -0.0390 0.09395 0.08994 -0.0519 0.9414 0.0618
-5.750 -0.0162 0.08911 0.08508 -0.0538 0.9333 0.0633
-5.500 0.0198 0.08548 0.08142 -0.0604 0.9250 0.0662
-5.250 0.0669 0.08425 0.08011 -0.0723 0.9128 0.0680
-5.000 0.0980 0.07859 0.07445 -0.0758 0.9078 0.0688
-4.750 0.1299 0.07483 0.07065 -0.0802 0.8996 0.0706
-4.500 0.1716 0.07150 0.06726 -0.0872 0.8914 0.0732
-4.250 0.2267 0.06989 0.06553 -0.0988 0.8811 0.0749
-4.000 0.2501 0.06516 0.06079 -0.0999 0.8734 0.0760
-3.750 0.2784 0.06240 0.05798 -0.1028 0.8623 0.0775
-3.500 0.3212 0.05946 0.05494 -0.1088 0.8543 0.0799
-3.250 0.3807 0.05939 0.05465 -0.1195 0.8409 0.0818
-3.000 0.3962 0.05489 0.05015 -0.1185 0.8325 0.0825
-2.750 0.4197 0.05230 0.04752 -0.1194 0.8207 0.0837
-2.500 0.4473 0.05032 0.04547 -0.1213 0.8082 0.0855
-2.250 0.5024 0.04911 0.04400 -0.1284 0.7995 0.0888
-2.000 0.5352 0.04729 0.04205 -0.1311 0.7861 0.0895
-1.750 0.5526 0.04454 0.03930 -0.1305 0.7739 0.0905
-1.500 0.5843 0.04225 0.03688 -0.1322 0.7646 0.0925
-1.250 0.6184 0.04094 0.03542 -0.1343 0.7514 0.0961
-1.000 0.6221 0.02194 0.01654 -0.1259 0.7146 0.0986
-0.750 0.6484 0.02036 0.01489 -0.1268 0.7024 0.1011
-0.500 0.6957 0.02041 0.01457 -0.1305 0.6897 0.1061
-0.250 0.7166 0.01766 0.01178 -0.1306 0.6813 0.1089
0.000 0.7535 0.01705 0.01091 -0.1326 0.6689 0.1161
0.250 0.8115 0.03178 0.02525 -0.1420 0.6788 0.1190
0.500 0.8443 0.03053 0.02374 -0.1429 0.6671 0.1293
0.750 0.8770 0.03003 0.02296 -0.1437 0.6535 0.1519
1.000 0.8697 0.01324 0.00635 -0.1357 0.6232 0.1823
1.250 0.8985 0.01267 0.00551 -0.1362 0.6131 0.2195
1.500 0.9235 0.01244 0.00517 -0.1362 0.6010 0.2461
1.750 0.9471 0.01189 0.00456 -0.1361 0.5906 0.2694
2.000 1.0077 0.02607 0.01816 -0.1435 0.5955 0.2855
2.250 1.0301 0.02559 0.01766 -0.1429 0.5838 0.3281
2.500 1.0543 0.02523 0.01723 -0.1424 0.5737 0.3619
2.750 1.0806 0.02510 0.01696 -0.1421 0.5639 0.3911
3.000 1.1039 0.02475 0.01663 -0.1415 0.5536 0.4133
3.250 1.1316 0.02457 0.01629 -0.1414 0.5454 0.4372
3.500 1.1548 0.02461 0.01639 -0.1407 0.5354 0.4542
3.750 1.1835 0.02447 0.01608 -0.1406 0.5277 0.4668
4.000 1.2078 0.02478 0.01641 -0.1400 0.5174 0.4740
4.250 1.2395 0.02467 0.01611 -0.1404 0.5092 0.4809
4.500 1.2651 0.02488 0.01636 -0.1400 0.4986 0.4834
4.750 1.2941 0.02505 0.01639 -0.1400 0.4901 0.4814
5.000 1.3202 0.02539 0.01669 -0.1394 0.4809 0.4719
5.250 1.3476 0.02579 0.01698 -0.1390 0.4729 0.4508
5.500 1.3723 0.02634 0.01750 -0.1382 0.4642 0.4178
5.750 1.3986 0.02691 0.01793 -0.1375 0.4566 0.3907
6.000 1.4229 0.02731 0.01835 -0.1367 0.4477 0.3685
6.250 1.4491 0.02786 0.01875 -0.1359 0.4403 0.3405
6.500 1.4718 0.02832 0.01928 -0.1349 0.4312 0.3198
6.750 1.4985 0.02872 0.01957 -0.1344 0.4237 0.2991
7.000 1.5193 0.02928 0.02020 -0.1331 0.4146 0.2833
7.250 1.5455 0.02970 0.02051 -0.1325 0.4068 0.2687
7.500 1.5649 0.03028 0.02120 -0.1310 0.3974 0.2578
7.750 1.5894 0.03066 0.02152 -0.1303 0.3891 0.2511
8.000 1.6091 0.03113 0.02207 -0.1289 0.3797 0.2498
8.250 1.6307 0.03172 0.02266 -0.1278 0.3712 0.2467
8.500 1.6510 0.03218 0.02317 -0.1265 0.3620 0.2424
8.750 1.6692 0.03285 0.02391 -0.1250 0.3527 0.2388
9.000 1.6922 0.03320 0.02418 -0.1241 0.3436 0.2355
9.250 1.7053 0.03409 0.02523 -0.1219 0.3338 0.2337
9.500 1.7327 0.03442 0.02539 -0.1216 0.3255 0.2328
9.750 1.7401 0.03554 0.02679 -0.1188 0.3160 0.2328
10.000 1.7659 0.03598 0.02708 -0.1184 0.3079 0.2389
10.250 1.7721 0.03710 0.02846 -0.1155 0.2989 0.2432
10.500 1.7959 0.03765 0.02891 -0.1149 0.2911 0.2474
10.750 1.8003 0.03884 0.03035 -0.1118 0.2829 0.2496
11.000 1.8248 0.03934 0.03070 -0.1113 0.2754 0.2554
11.250 1.8237 0.04072 0.03238 -0.1076 0.2680 0.2593
11.500 1.8526 0.04102 0.03251 -0.1076 0.2606 0.2784
11.750 1.8443 0.04254 0.03470 -0.1033 0.2547 0.6585
12.000 1.8591 0.04322 0.03558 -0.1019 0.2481 1.0000
12.250 1.8681 0.04441 0.03681 -0.0996 0.2423 1.0000
12.500 1.8578 0.04613 0.03876 -0.0952 0.2372 1.0000
12.750 1.8877 0.04609 0.03841 -0.0952 0.2293 1.0000
13.000 1.8656 0.04851 0.04121 -0.0902 0.2255 1.0000
13.250 1.8569 0.05047 0.04333 -0.0870 0.2205 1.0000
13.500 1.8780 0.05069 0.04335 -0.0862 0.2133 1.0000
13.750 1.8562 0.05389 0.04688 -0.0828 0.2098 1.0000
14.000 1.8475 0.05634 0.04949 -0.0806 0.2050 1.0000
14.250 1.8695 0.05654 0.04949 -0.0798 0.1983 1.0000
14.500 1.8444 0.06071 0.05400 -0.0776 0.1953 1.0000
14.750 1.8273 0.06450 0.05803 -0.0762 0.1916 1.0000
15.000 1.8601 0.06344 0.05668 -0.0754 0.1840 1.0000
15.250 1.8297 0.06878 0.06239 -0.0743 0.1818 1.0000
15.500 1.8008 0.07459 0.06850 -0.0741 0.1792 1.0000
15.750 1.7788 0.07995 0.07408 -0.0744 0.1760 1.0000
16.000 1.8201 0.07724 0.07111 -0.0727 0.1688 1.0000
16.250 1.7813 0.08498 0.07921 -0.0739 0.1671 1.0000
16.500 1.7329 0.09510 0.08968 -0.0768 0.1659 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)