GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 118.37 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.0295 0.09243 0.09033 -0.0816 0.8786 0.0131
-9.000 0.0412 0.09050 0.08834 -0.0825 0.8664 0.0135
-8.750 0.0512 0.08844 0.08622 -0.0832 0.8559 0.0139
-8.500 0.0605 0.08633 0.08408 -0.0838 0.8479 0.0143
-8.250 0.0691 0.08413 0.08187 -0.0844 0.8400 0.0149
-8.000 0.0726 0.08158 0.07929 -0.0852 0.8327 0.0154
-7.750 0.0747 0.07949 0.07720 -0.0853 0.8250 0.0154
-7.500 0.0815 0.07702 0.07471 -0.0852 0.8189 0.0156
-7.250 0.0936 0.07522 0.07290 -0.0856 0.8130 0.0158
-7.000 0.1064 0.07362 0.07130 -0.0861 0.8062 0.0161
-6.750 0.1191 0.07182 0.06947 -0.0871 0.7994 0.0164
-6.500 0.1326 0.06979 0.06744 -0.0884 0.7925 0.0167
-6.250 0.1467 0.06774 0.06536 -0.0898 0.7845 0.0175
-6.000 0.1640 0.06450 0.06210 -0.0941 0.7760 0.0187
-5.750 0.1820 0.06188 0.05943 -0.0969 0.7664 0.0187
-5.500 0.1981 0.05881 0.05635 -0.0990 0.7544 0.0190
-5.250 0.2152 0.05755 0.05504 -0.0991 0.7383 0.0193
-5.000 0.2340 0.05581 0.05321 -0.1005 0.7129 0.0197
-4.750 0.2527 0.05416 0.05140 -0.1018 0.6764 0.0205
-4.500 0.2840 0.05046 0.04753 -0.1082 0.6533 0.0224
-4.250 0.3102 0.04680 0.04376 -0.1125 0.6381 0.0227
-4.000 0.3307 0.04577 0.04266 -0.1128 0.6265 0.0231
-3.750 0.3539 0.04469 0.04152 -0.1138 0.6165 0.0238
-3.250 0.4227 0.03842 0.03506 -0.1234 0.6007 0.0274
-3.000 0.4483 0.03740 0.03400 -0.1244 0.5930 0.0280
-2.750 0.4773 0.03597 0.03252 -0.1263 0.5853 0.0297
-2.500 0.5629 0.01835 0.01393 -0.1485 0.5817 0.0302
-2.250 0.5923 0.01681 0.01219 -0.1494 0.5752 0.0308
-2.000 0.6205 0.01583 0.01106 -0.1497 0.5677 0.0313
-1.750 0.6482 0.01514 0.01023 -0.1497 0.5600 0.0321
-1.500 0.6758 0.01492 0.00996 -0.1495 0.5514 0.0330
-1.250 0.7028 0.01479 0.00977 -0.1491 0.5421 0.0338
-1.000 0.7300 0.01473 0.00968 -0.1487 0.5321 0.0345
-0.750 0.7568 0.01475 0.00966 -0.1483 0.5221 0.0353
-0.500 0.7834 0.01466 0.00950 -0.1479 0.5106 0.0363
-0.250 0.8103 0.01454 0.00933 -0.1475 0.4988 0.0373
0.000 0.8366 0.01458 0.00934 -0.1470 0.4862 0.0398
0.500 0.8871 0.01538 0.01021 -0.1457 0.4595 0.0520
0.750 0.9148 0.01468 0.00936 -0.1456 0.4488 0.0636
1.000 0.9419 0.01440 0.00894 -0.1452 0.4387 0.0686
1.250 0.9661 0.01506 0.00964 -0.1445 0.4278 0.0697
1.500 0.9938 0.01510 0.00957 -0.1441 0.4171 0.0752
1.750 1.0186 0.01634 0.01084 -0.1433 0.4056 0.0813
2.000 1.0454 0.01615 0.01052 -0.1429 0.3954 0.0815
2.250 1.0720 0.01589 0.01016 -0.1425 0.3870 0.0816
2.500 1.0969 0.01493 0.00912 -0.1423 0.3791 0.0823
2.750 1.1217 0.01473 0.00890 -0.1420 0.3722 0.0828
3.000 1.1471 0.01456 0.00871 -0.1416 0.3653 0.0834
3.250 1.1721 0.01446 0.00854 -0.1411 0.3581 0.0842
3.500 1.1983 0.01430 0.00837 -0.1407 0.3527 0.0855
3.750 1.2241 0.01422 0.00822 -0.1402 0.3461 0.0871
4.000 1.2513 0.01451 0.00840 -0.1395 0.3405 0.0889
4.250 1.2775 0.01438 0.00823 -0.1391 0.3357 0.0890
4.500 1.3030 0.01426 0.00806 -0.1385 0.3304 0.0890
4.750 1.3280 0.01417 0.00790 -0.1379 0.3248 0.0891
5.000 1.3538 0.01401 0.00772 -0.1375 0.3206 0.0892
5.250 1.3790 0.01388 0.00755 -0.1369 0.3153 0.0892
5.750 1.4280 0.01324 0.00687 -0.1359 0.3047 0.0907
6.000 1.4526 0.01324 0.00686 -0.1353 0.2994 0.0913
6.250 1.4763 0.01332 0.00691 -0.1346 0.2935 0.0923
6.500 1.5012 0.01332 0.00692 -0.1341 0.2890 0.0940
6.750 1.5260 0.01366 0.00720 -0.1333 0.2834 0.0972
7.000 1.5492 0.01380 0.00728 -0.1324 0.2760 0.0973
7.250 1.5735 0.01383 0.00731 -0.1317 0.2699 0.0973
7.500 1.5959 0.01362 0.00706 -0.1309 0.2617 0.0984
7.750 1.6193 0.01368 0.00715 -0.1302 0.2550 0.0992
8.000 1.6406 0.01392 0.00734 -0.1291 0.2446 0.1004
8.250 1.6620 0.01416 0.00755 -0.1281 0.2325 0.1027
8.500 1.6819 0.01473 0.00800 -0.1267 0.2174 0.1059
8.750 1.7011 0.01482 0.00804 -0.1254 0.2040 0.1079
9.000 1.7193 0.01520 0.00838 -0.1239 0.1910 0.1094
9.250 1.7366 0.01565 0.00878 -0.1222 0.1792 0.1126
10.750 1.8238 0.01808 0.01116 -0.1092 0.1401 0.1123
11.000 1.8382 0.01848 0.01156 -0.1071 0.1358 0.1078
11.250 1.8496 0.01907 0.01214 -0.1048 0.1302 0.1074
11.500 1.8613 0.01965 0.01276 -0.1025 0.1252 0.1089
11.750 1.8724 0.02029 0.01341 -0.1003 0.1195 0.1094
12.000 1.8804 0.02115 0.01426 -0.0978 0.1131 0.1097
12.250 1.8898 0.02196 0.01509 -0.0957 0.1064 0.1101
12.500 1.8959 0.02303 0.01614 -0.0932 0.0993 0.1101
12.750 1.8998 0.02430 0.01738 -0.0907 0.0902 0.1108
13.000 1.8989 0.02599 0.01901 -0.0880 0.0781 0.1111
13.250 1.8944 0.02805 0.02101 -0.0852 0.0661 0.1113
13.500 1.8874 0.03044 0.02336 -0.0825 0.0552 0.1121
13.750 1.8799 0.03304 0.02594 -0.0802 0.0458 0.1130
14.000 1.8589 0.03709 0.02991 -0.0775 0.0290 0.1132
14.250 1.8381 0.04153 0.03435 -0.0757 0.0179 0.1132
14.500 1.8297 0.04503 0.03793 -0.0748 0.0153 0.1135
14.750 1.8266 0.04815 0.04115 -0.0743 0.0142 0.1139
15.000 1.8221 0.05159 0.04469 -0.0740 0.0134 0.1144
15.250 1.8148 0.05554 0.04875 -0.0741 0.0127 0.1148
15.500 1.8069 0.05971 0.05302 -0.0743 0.0121 0.1152
15.750 1.8004 0.06380 0.05723 -0.0747 0.0117 0.1153
16.000 1.7955 0.06777 0.06130 -0.0752 0.0113 0.1171
16.250 1.7887 0.07213 0.06578 -0.0760 0.0110 0.1175
16.500 1.7808 0.07678 0.07055 -0.0770 0.0107 0.1186
16.750 1.7706 0.08191 0.07579 -0.0783 0.0104 0.1193
17.000 1.7602 0.08722 0.08122 -0.0798 0.0102 0.1200
17.250 1.7486 0.09287 0.08698 -0.0815 0.0100 0.1206
17.500 1.7365 0.09871 0.09294 -0.0835 0.0098 0.1212
17.750 1.7211 0.10526 0.09962 -0.0859 0.0095 0.1213
18.000 1.7061 0.11186 0.10634 -0.0884 0.0093 0.1222
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)