GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 56.05 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1732 0.13441 0.12967 -0.0313 1.0000 0.0299
-10.750 -0.1740 0.13237 0.12771 -0.0298 1.0000 0.0300
-10.500 -0.1772 0.13081 0.12623 -0.0276 1.0000 0.0303
-10.250 -0.1670 0.12792 0.12337 -0.0289 0.9971 0.0308
-10.000 -0.1499 0.12458 0.12003 -0.0322 0.9915 0.0315
-9.750 -0.1328 0.12133 0.11678 -0.0356 0.9860 0.0324
-9.500 -0.1164 0.11823 0.11368 -0.0388 0.9797 0.0332
-9.250 -0.0987 0.11508 0.11053 -0.0426 0.9738 0.0343
-9.000 -0.0829 0.11241 0.10787 -0.0461 0.9663 0.0348
-8.750 -0.0645 0.10984 0.10531 -0.0508 0.9601 0.0352
-8.500 -0.0483 0.10588 0.10135 -0.0522 0.9541 0.0364
-8.250 -0.0293 0.10287 0.09834 -0.0554 0.9479 0.0378
-8.000 -0.0084 0.09983 0.09529 -0.0596 0.9421 0.0397
-7.750 0.0083 0.09745 0.09292 -0.0632 0.9330 0.0405
-7.500 0.0290 0.09475 0.09020 -0.0679 0.9260 0.0409
-7.250 0.0446 0.09131 0.08677 -0.0689 0.9176 0.0419
-7.000 0.0678 0.08822 0.08365 -0.0727 0.9109 0.0435
-6.750 0.0855 0.08578 0.08120 -0.0755 0.9008 0.0452
-6.500 0.1120 0.08328 0.07865 -0.0815 0.8923 0.0465
-6.250 0.1264 0.08042 0.07580 -0.0822 0.8815 0.0477
-6.000 0.1507 0.07775 0.07308 -0.0857 0.8733 0.0509
-5.750 0.1710 0.07618 0.07147 -0.0899 0.8605 0.0524
-5.500 0.1877 0.07323 0.06851 -0.0909 0.8508 0.0531
-5.250 0.2072 0.07075 0.06600 -0.0927 0.8408 0.0548
-5.000 0.2262 0.06870 0.06391 -0.0948 0.8293 0.0568
-4.750 0.2551 0.06655 0.06168 -0.0998 0.8196 0.0580
-4.500 0.2726 0.06419 0.05930 -0.1010 0.8073 0.0588
-4.250 0.2911 0.06199 0.05706 -0.1019 0.7962 0.0613
-4.000 0.3191 0.05975 0.05474 -0.1055 0.7858 0.0632
-3.750 0.3451 0.05772 0.05266 -0.1088 0.7726 0.0638
-3.500 0.3742 0.05553 0.05039 -0.1124 0.7603 0.0640
-3.250 0.3985 0.05302 0.04780 -0.1143 0.7491 0.0649
-3.000 0.4225 0.05091 0.04564 -0.1158 0.7363 0.0667
-2.750 0.4523 0.04871 0.04334 -0.1188 0.7231 0.0667
-2.500 0.4849 0.04645 0.04096 -0.1222 0.7108 0.0661
-2.250 0.5236 0.04470 0.03902 -0.1265 0.6987 0.0700
-2.000 0.5607 0.04114 0.03523 -0.1309 0.6874 0.0579
-1.750 0.5953 0.03912 0.03303 -0.1339 0.6754 0.0579
-1.500 0.6246 0.03781 0.03158 -0.1352 0.6642 0.0611
-1.250 0.6604 0.03596 0.02949 -0.1380 0.6532 0.0607
-1.000 0.6948 0.03431 0.02764 -0.1404 0.6419 0.0607
-0.750 0.7295 0.03294 0.02602 -0.1424 0.6314 0.0629
-0.500 0.7612 0.03185 0.02475 -0.1438 0.6204 0.0657
-0.250 0.7933 0.03067 0.02338 -0.1452 0.6101 0.0670
0.000 0.8274 0.02949 0.02192 -0.1467 0.6003 0.0693
0.250 0.8563 0.02884 0.02115 -0.1472 0.5895 0.0744
0.500 0.8878 0.02812 0.02017 -0.1480 0.5800 0.0812
0.750 0.9166 0.02752 0.01944 -0.1483 0.5689 0.0913
1.000 0.9427 0.02724 0.01903 -0.1483 0.5595 0.1145
1.250 0.9680 0.02674 0.01844 -0.1482 0.5491 0.1374
1.500 0.9953 0.02654 0.01806 -0.1482 0.5393 0.1597
1.750 1.0198 0.02592 0.01734 -0.1480 0.5295 0.1682
2.000 1.0459 0.02561 0.01692 -0.1478 0.5196 0.1766
2.500 1.0971 0.02510 0.01621 -0.1472 0.5015 0.1920
2.750 1.1231 0.02499 0.01594 -0.1469 0.4932 0.2017
3.000 1.1479 0.02488 0.01578 -0.1464 0.4837 0.2132
3.250 1.1727 0.02463 0.01541 -0.1460 0.4761 0.2265
3.500 1.1967 0.02444 0.01521 -0.1456 0.4677 0.2434
3.750 1.2210 0.02422 0.01491 -0.1452 0.4603 0.2688
4.000 1.2453 0.02413 0.01478 -0.1447 0.4524 0.2861
4.250 1.2694 0.02407 0.01466 -0.1442 0.4449 0.3019
4.500 1.2939 0.02424 0.01475 -0.1436 0.4376 0.3143
4.750 1.3173 0.02420 0.01469 -0.1428 0.4289 0.3185
5.000 1.3415 0.02447 0.01485 -0.1420 0.4207 0.3071
5.500 1.3931 0.02579 0.01581 -0.1396 0.4049 0.1562
5.750 1.4153 0.02586 0.01593 -0.1387 0.3970 0.1500
6.000 1.4392 0.02619 0.01611 -0.1378 0.3906 0.1415
6.250 1.4619 0.02646 0.01641 -0.1371 0.3833 0.1412
6.500 1.4843 0.02679 0.01673 -0.1362 0.3762 0.1424
6.750 1.5076 0.02707 0.01697 -0.1356 0.3698 0.1418
7.000 1.5295 0.02737 0.01735 -0.1348 0.3624 0.1400
7.250 1.5520 0.02769 0.01762 -0.1340 0.3561 0.1385
7.500 1.5724 0.02808 0.01809 -0.1329 0.3490 0.1373
7.750 1.5922 0.02846 0.01850 -0.1317 0.3421 0.1365
8.000 1.6119 0.02887 0.01888 -0.1305 0.3357 0.1361
8.250 1.6290 0.02934 0.01949 -0.1290 0.3282 0.1369
8.500 1.6466 0.02981 0.01995 -0.1275 0.3219 0.1397
8.750 1.6622 0.03038 0.02062 -0.1257 0.3151 0.1418
9.000 1.6768 0.03095 0.02126 -0.1239 0.3083 0.1423
9.250 1.6906 0.03152 0.02182 -0.1219 0.3022 0.1423
9.500 1.7004 0.03222 0.02269 -0.1194 0.2947 0.1425
9.750 1.7111 0.03291 0.02338 -0.1170 0.2882 0.1428
10.000 1.7198 0.03377 0.02437 -0.1146 0.2810 0.1432
10.250 1.7279 0.03466 0.02533 -0.1123 0.2741 0.1439
10.500 1.7363 0.03564 0.02637 -0.1101 0.2677 0.1447
10.750 1.7428 0.03679 0.02768 -0.1078 0.2608 0.1466
11.000 1.7496 0.03793 0.02884 -0.1057 0.2550 0.1500
11.250 1.7541 0.03937 0.03044 -0.1036 0.2479 0.1531
11.500 1.7581 0.04083 0.03196 -0.1016 0.2416 0.1552
11.750 1.7619 0.04242 0.03362 -0.0997 0.2356 0.1563
12.000 1.7638 0.04426 0.03558 -0.0979 0.2291 0.1572
12.250 1.7663 0.04603 0.03738 -0.0961 0.2237 0.1583
12.500 1.7664 0.04821 0.03974 -0.0946 0.2175 0.1597
12.750 1.7657 0.05048 0.04210 -0.0931 0.2117 0.1613
13.000 1.7659 0.05270 0.04433 -0.0918 0.2067 0.1632
13.250 1.7627 0.05551 0.04734 -0.0907 0.2010 0.1651
13.500 1.7604 0.05822 0.05014 -0.0897 0.1961 0.1673
13.750 1.7601 0.06077 0.05269 -0.0888 0.1917 0.1706
14.000 1.7533 0.06432 0.05647 -0.0884 0.1866 0.1744
14.250 1.7474 0.06781 0.06009 -0.0881 0.1816 0.1799
14.500 1.7448 0.07085 0.06311 -0.0877 0.1767 0.1879
14.750 1.7333 0.07551 0.06802 -0.0881 0.1717 0.1934
15.000 1.7241 0.07988 0.07252 -0.0886 0.1668 0.2014
15.500 1.7050 0.08852 0.08184 -0.0902 0.1575 1.0000
16.000 1.6870 0.09792 0.09140 -0.0923 0.1485 1.0000
16.250 1.6763 0.10311 0.09673 -0.0937 0.1446 1.0000
16.500 1.6608 0.10941 0.10324 -0.0959 0.1407 1.0000
16.750 1.6490 0.11507 0.10904 -0.0979 0.1367 1.0000
17.000 1.6482 0.11851 0.11246 -0.0989 0.1324 1.0000
17.250 1.6312 0.12549 0.11968 -0.1018 0.1292 1.0000
17.500 1.6139 0.13265 0.12704 -0.1051 0.1259 1.0000
17.750 1.6016 0.13886 0.13339 -0.1080 0.1223 1.0000
18.000 1.6043 0.14177 0.13627 -0.1091 0.1182 1.0000
18.250 1.5862 0.14946 0.14417 -0.1131 0.1153 1.0000
18.500 1.5622 0.15866 0.15359 -0.1182 0.1124 1.0000
18.750 1.5430 0.16694 0.16202 -0.1230 0.1089 1.0000
19.000 1.5566 0.16745 0.16252 -0.1231 0.1047 1.0000
19.250 1.5304 0.17770 0.17294 -0.1293 0.1018 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)