GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 151.48 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.1879 0.12223 0.11899 -0.0252 1.0000 0.0271
-9.750 -0.2000 0.12195 0.11878 -0.0212 1.0000 0.0273
-9.500 -0.2024 0.12069 0.11756 -0.0196 0.9994 0.0276
-9.250 -0.1818 0.11713 0.11400 -0.0238 0.9961 0.0282
-9.000 -0.1614 0.11365 0.11052 -0.0280 0.9924 0.0290
-8.750 -0.1413 0.11026 0.10712 -0.0322 0.9878 0.0300
-8.500 -0.1185 0.10684 0.10370 -0.0376 0.9836 0.0310
-8.250 -0.0992 0.10490 0.10176 -0.0437 0.9757 0.0315
-8.000 -0.0770 0.10017 0.09703 -0.0474 0.9718 0.0319
-7.750 -0.0528 0.09624 0.09310 -0.0510 0.9676 0.0327
-7.500 -0.0314 0.09320 0.09005 -0.0546 0.9601 0.0342
-7.250 -0.0021 0.08967 0.08651 -0.0612 0.9553 0.0364
-7.000 0.0273 0.08726 0.08408 -0.0701 0.9455 0.0371
-6.750 0.0520 0.08246 0.07927 -0.0721 0.9418 0.0378
-6.500 0.0808 0.07915 0.07594 -0.0768 0.9359 0.0393
-6.250 0.1071 0.07619 0.07297 -0.0814 0.9268 0.0413
-6.000 0.1425 0.07391 0.07063 -0.0908 0.9162 0.0430
-5.750 0.1614 0.07017 0.06687 -0.0912 0.9078 0.0438
-5.500 0.1818 0.06786 0.06453 -0.0931 0.8965 0.0457
-5.250 0.2146 0.06611 0.06269 -0.1004 0.8842 0.0492
-5.000 0.2278 0.06316 0.05972 -0.0994 0.8726 0.0500
-4.750 0.2458 0.06116 0.05768 -0.1003 0.8599 0.0518
-4.500 0.2769 0.05960 0.05602 -0.1055 0.8472 0.0550
-4.250 0.2984 0.05687 0.05321 -0.1074 0.8358 0.0558
-4.000 0.3147 0.05472 0.05104 -0.1073 0.8223 0.0572
-3.750 0.3414 0.05292 0.04916 -0.1099 0.8095 0.0607
-3.500 0.3745 0.05073 0.04685 -0.1145 0.7976 0.0621
-3.250 0.3939 0.04846 0.04453 -0.1147 0.7849 0.0633
-3.000 0.4198 0.04654 0.04255 -0.1165 0.7712 0.0654
-2.500 0.4536 0.02484 0.02080 -0.1104 0.7135 0.0690
-2.250 0.4787 0.02290 0.01876 -0.1119 0.7010 0.0703
-2.000 0.5088 0.02120 0.01693 -0.1144 0.6885 0.0722
-1.750 0.5589 0.02047 0.01591 -0.1206 0.6756 0.0746
-1.500 0.5855 0.01829 0.01357 -0.1222 0.6652 0.0751
-1.250 0.6091 0.01660 0.01180 -0.1229 0.6533 0.0759
-1.000 0.6376 0.01540 0.01047 -0.1243 0.6414 0.0772
-0.750 0.6696 0.01442 0.00928 -0.1262 0.6303 0.0795
-0.500 0.7195 0.01447 0.00892 -0.1303 0.6175 0.0817
-0.250 0.7401 0.01271 0.00715 -0.1306 0.6071 0.0823
0.000 0.7654 0.01178 0.00608 -0.1311 0.5971 0.0840
0.250 0.8092 0.01200 0.00594 -0.1333 0.5848 0.0892
0.500 0.8284 0.01052 0.00450 -0.1334 0.5750 0.0910
0.750 0.8668 0.01040 0.00397 -0.1346 0.5641 0.1059
1.000 0.8887 0.00925 0.00283 -0.1349 0.5538 0.1107
1.250 0.9172 0.00903 0.00237 -0.1352 0.5445 0.1180
1.750 0.9700 0.00880 0.00192 -0.1350 0.5237 0.1281
2.000 0.9952 0.00862 0.00166 -0.1348 0.5135 0.1306
2.250 1.0213 0.00861 0.00154 -0.1346 0.5039 0.1337
2.500 1.0496 0.00900 0.00170 -0.1341 0.4949 0.1381
2.750 1.0741 0.00863 0.00133 -0.1340 0.4858 0.1394
3.000 1.0990 0.00848 0.00107 -0.1338 0.4775 0.1415
3.250 1.1236 0.00847 0.00103 -0.1333 0.4677 0.1449
3.500 1.1500 0.00883 0.00116 -0.1327 0.4587 0.1518
3.750 1.1735 0.00853 0.00091 -0.1324 0.4491 0.1543
4.000 1.1982 0.00858 0.00083 -0.1320 0.4415 0.1602
4.250 1.2227 0.00866 0.00091 -0.1314 0.4332 0.1676
4.500 1.2473 0.00868 0.00082 -0.1310 0.4263 0.1738
4.750 1.2711 0.00873 0.00090 -0.1304 0.4185 0.1826
5.000 1.2954 0.00882 0.00091 -0.1299 0.4116 0.1947
5.250 1.3189 0.00886 0.00096 -0.1293 0.4045 0.2086
5.500 1.3421 0.00886 0.00098 -0.1287 0.3974 0.2273
6.250 1.4428 0.02029 0.01210 -0.1317 0.3823 0.2954
6.500 1.4672 0.02038 0.01212 -0.1312 0.3758 0.3158
6.750 1.4900 0.02044 0.01230 -0.1303 0.3687 0.3324
7.000 1.5130 0.02054 0.01242 -0.1295 0.3621 0.3492
7.250 1.5369 0.02081 0.01270 -0.1288 0.3556 0.3603
7.500 1.5600 0.02104 0.01300 -0.1280 0.3481 0.3594
7.750 1.5832 0.02156 0.01338 -0.1269 0.3414 0.3191
8.000 1.6026 0.02194 0.01386 -0.1252 0.3334 0.2814
8.250 1.6231 0.02251 0.01430 -0.1236 0.3262 0.2439
8.500 1.6423 0.02289 0.01478 -0.1220 0.3182 0.2160
8.750 1.6629 0.02325 0.01510 -0.1208 0.3105 0.1982
9.000 1.6812 0.02366 0.01560 -0.1192 0.3021 0.1891
9.250 1.7000 0.02408 0.01598 -0.1179 0.2939 0.1883
9.500 1.7159 0.02450 0.01653 -0.1160 0.2847 0.1836
9.750 1.7310 0.02507 0.01699 -0.1140 0.2761 0.1782
10.000 1.7416 0.02545 0.01753 -0.1114 0.2664 0.1763
10.250 1.7517 0.02603 0.01809 -0.1087 0.2581 0.1747
10.500 1.7601 0.02662 0.01875 -0.1058 0.2493 0.1735
10.750 1.7688 0.02739 0.01953 -0.1032 0.2414 0.1729
11.000 1.7765 0.02819 0.02037 -0.1006 0.2334 0.1729
11.250 1.7838 0.02915 0.02134 -0.0982 0.2260 0.1730
11.500 1.7899 0.03016 0.02239 -0.0958 0.2183 0.1762
11.750 1.7957 0.03135 0.02359 -0.0935 0.2114 0.1788
12.000 1.8014 0.03256 0.02489 -0.0915 0.2045 0.1809
12.250 1.8062 0.03401 0.02627 -0.0895 0.1986 0.1821
12.500 1.8119 0.03539 0.02781 -0.0877 0.1926 0.1835
12.750 1.8155 0.03700 0.02943 -0.0859 0.1872 0.1858
13.000 1.8192 0.03871 0.03119 -0.0842 0.1819 0.1880
13.250 1.8219 0.04051 0.03311 -0.0827 0.1763 0.1912
13.500 1.8227 0.04255 0.03515 -0.0812 0.1712 0.1952
13.750 1.8243 0.04464 0.03735 -0.0799 0.1663 0.2015
14.000 1.8245 0.04690 0.03976 -0.0788 0.1613 0.2119
14.250 1.8248 0.04915 0.04231 -0.0779 0.1569 0.6854
14.500 1.8291 0.05163 0.04521 -0.0784 0.1523 1.0000
14.750 1.8279 0.05435 0.04809 -0.0778 0.1480 1.0000
15.000 1.8249 0.05735 0.05114 -0.0774 0.1439 1.0000
15.250 1.8219 0.06041 0.05421 -0.0769 0.1400 1.0000
15.500 1.8185 0.06379 0.05782 -0.0770 0.1359 1.0000
15.750 1.8133 0.06748 0.06163 -0.0773 0.1315 1.0000
16.000 1.8055 0.07151 0.06566 -0.0777 0.1272 1.0000
16.250 1.8003 0.07545 0.06980 -0.0783 0.1231 1.0000
16.500 1.7937 0.07967 0.07417 -0.0791 0.1189 1.0000
16.750 1.7844 0.08433 0.07889 -0.0801 0.1150 1.0000
17.000 1.7765 0.08890 0.08360 -0.0812 0.1112 1.0000
17.250 1.7684 0.09368 0.08855 -0.0825 0.1067 1.0000
17.500 1.7569 0.09906 0.09401 -0.0842 0.1025 1.0000
17.750 1.7455 0.10459 0.09968 -0.0861 0.0975 1.0000
18.000 1.7339 0.11023 0.10545 -0.0881 0.0923 1.0000
18.250 1.7195 0.11643 0.11172 -0.0906 0.0875 1.0000
18.500 1.7066 0.12250 0.11792 -0.0931 0.0810 1.0000
18.750 1.6898 0.12934 0.12481 -0.0962 0.0749 1.0000
19.000 1.6731 0.13624 0.13178 -0.0995 0.0685 1.0000
19.250 1.6572 0.14310 0.13870 -0.1029 0.0627 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)