GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 72.4 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1840 0.13811 0.13459 -0.0322 1.0000 0.0176
-11.750 -0.1793 0.13565 0.13217 -0.0318 1.0000 0.0179
-11.500 -0.1762 0.13372 0.13029 -0.0313 1.0000 0.0180
-11.250 -0.1625 0.13060 0.12718 -0.0337 0.9965 0.0183
-11.000 -0.1474 0.12731 0.12390 -0.0365 0.9883 0.0187
-10.750 -0.1320 0.12404 0.12064 -0.0395 0.9806 0.0194
-10.500 -0.1153 0.12071 0.11730 -0.0428 0.9732 0.0201
-10.250 -0.0990 0.11741 0.11399 -0.0463 0.9648 0.0209
-10.000 -0.0810 0.11423 0.11081 -0.0508 0.9578 0.0211
-9.750 -0.0623 0.11101 0.10757 -0.0552 0.9500 0.0212
-9.500 -0.0418 0.10712 0.10367 -0.0589 0.9441 0.0213
-9.250 -0.0222 0.10361 0.10015 -0.0620 0.9371 0.0217
-9.000 -0.0003 0.10035 0.09686 -0.0661 0.9304 0.0220
-8.750 0.0217 0.09710 0.09358 -0.0703 0.9229 0.0226
-8.500 0.0433 0.09395 0.09040 -0.0744 0.9149 0.0233
-8.250 0.0649 0.09084 0.08725 -0.0785 0.9061 0.0239
-8.000 0.0837 0.08794 0.08430 -0.0822 0.8956 0.0247
-7.750 0.0984 0.08550 0.08182 -0.0847 0.8840 0.0250
-7.500 0.1088 0.08363 0.07990 -0.0869 0.8721 0.0252
-7.250 0.1204 0.08095 0.07721 -0.0870 0.8618 0.0256
-7.000 0.1338 0.07895 0.07518 -0.0877 0.8525 0.0266
-6.750 0.1460 0.07697 0.07317 -0.0887 0.8427 0.0272
-6.500 0.1589 0.07493 0.07110 -0.0900 0.8336 0.0279
-6.250 0.1726 0.07281 0.06894 -0.0917 0.8238 0.0291
-6.000 0.1882 0.07066 0.06677 -0.0943 0.8143 0.0296
-5.750 0.2067 0.06840 0.06446 -0.0978 0.8047 0.0298
-5.500 0.2252 0.06607 0.06211 -0.1006 0.7942 0.0299
-5.250 0.2378 0.06371 0.05972 -0.0995 0.7851 0.0306
-5.000 0.2550 0.06202 0.05802 -0.1004 0.7731 0.0334
-4.750 0.2847 0.05948 0.05542 -0.1068 0.7612 0.0352
-4.500 0.2993 0.05726 0.05317 -0.1063 0.7488 0.0359
-4.250 0.3202 0.05531 0.05117 -0.1077 0.7347 0.0372
-4.000 0.3466 0.05308 0.04886 -0.1110 0.7186 0.0399
-3.500 0.4117 0.04668 0.04214 -0.1210 0.6862 0.0350
-3.250 0.4349 0.04476 0.04009 -0.1221 0.6709 0.0341
-3.000 0.4671 0.04225 0.03741 -0.1259 0.6572 0.0340
-2.750 0.4960 0.04065 0.03567 -0.1281 0.6450 0.0369
-2.500 0.5309 0.03821 0.03302 -0.1319 0.6341 0.0368
-2.250 0.5650 0.03609 0.03074 -0.1352 0.6234 0.0373
-2.000 0.6005 0.03404 0.02849 -0.1386 0.6139 0.0396
-1.750 0.6376 0.03163 0.02588 -0.1422 0.6045 0.0399
-1.500 0.6737 0.02946 0.02350 -0.1452 0.5962 0.0412
-1.250 0.7006 0.02891 0.02287 -0.1456 0.5865 0.0428
-1.000 0.7335 0.02733 0.02109 -0.1475 0.5778 0.0437
-0.750 0.7670 0.02564 0.01922 -0.1493 0.5683 0.0450
-0.500 0.7984 0.02436 0.01775 -0.1505 0.5595 0.0472
-0.250 0.8251 0.02404 0.01737 -0.1504 0.5499 0.0495
0.000 0.8558 0.02292 0.01607 -0.1512 0.5411 0.0526
0.250 0.8828 0.02254 0.01559 -0.1511 0.5307 0.0560
0.500 0.9128 0.02182 0.01469 -0.1514 0.5207 0.0653
0.750 0.9388 0.02182 0.01457 -0.1510 0.5103 0.0730
1.000 0.9648 0.02176 0.01443 -0.1506 0.4999 0.0797
1.250 0.9900 0.02173 0.01429 -0.1501 0.4904 0.0863
1.750 1.0412 0.02168 0.01403 -0.1493 0.4704 0.1019
2.000 1.0666 0.02138 0.01359 -0.1489 0.4608 0.1042
2.250 1.0908 0.02113 0.01329 -0.1485 0.4520 0.1080
2.500 1.1187 0.02154 0.01348 -0.1479 0.4438 0.1106
3.000 1.1689 0.02108 0.01283 -0.1470 0.4283 0.1111
3.250 1.1928 0.02074 0.01244 -0.1465 0.4211 0.1116
3.500 1.2171 0.02052 0.01217 -0.1460 0.4135 0.1122
3.750 1.2407 0.02043 0.01200 -0.1453 0.4059 0.1131
4.000 1.2647 0.02035 0.01188 -0.1447 0.3967 0.1142
4.250 1.2879 0.02039 0.01181 -0.1439 0.3884 0.1159
4.500 1.3134 0.02090 0.01220 -0.1430 0.3805 0.1199
4.750 1.3360 0.02055 0.01183 -0.1424 0.3740 0.1209
5.000 1.3592 0.02044 0.01174 -0.1417 0.3678 0.1230
5.250 1.3828 0.02074 0.01197 -0.1408 0.3613 0.1313
5.500 1.4046 0.02064 0.01186 -0.1401 0.3554 0.1338
5.750 1.4277 0.02068 0.01194 -0.1393 0.3492 0.1375
6.000 1.4500 0.02081 0.01205 -0.1384 0.3431 0.1467
6.250 1.4712 0.02097 0.01219 -0.1374 0.3375 0.1511
6.500 1.4934 0.02105 0.01234 -0.1366 0.3312 0.1652
6.750 1.5157 0.02133 0.01253 -0.1353 0.3252 0.1450
7.000 1.5342 0.02140 0.01270 -0.1344 0.3198 0.2083
7.250 1.5596 0.02156 0.01271 -0.1329 0.3145 0.1092
7.500 1.5797 0.02186 0.01299 -0.1316 0.3086 0.1109
7.750 1.5985 0.02215 0.01327 -0.1302 0.3032 0.1104
8.000 1.6181 0.02235 0.01357 -0.1290 0.2967 0.1100
8.250 1.6347 0.02267 0.01392 -0.1272 0.2900 0.1100
8.500 1.6504 0.02302 0.01430 -0.1253 0.2838 0.1101
8.750 1.6670 0.02339 0.01472 -0.1236 0.2769 0.1103
9.000 1.6811 0.02391 0.01523 -0.1215 0.2708 0.1107
9.250 1.6989 0.02432 0.01577 -0.1203 0.2638 0.1120
9.500 1.7124 0.02489 0.01640 -0.1184 0.2568 0.1140
9.750 1.7263 0.02549 0.01706 -0.1165 0.2500 0.1162
10.000 1.7382 0.02618 0.01779 -0.1145 0.2425 0.1169
10.250 1.7488 0.02696 0.01861 -0.1124 0.2348 0.1171
10.500 1.7579 0.02786 0.01955 -0.1103 0.2260 0.1175
10.750 1.7661 0.02887 0.02059 -0.1082 0.2171 0.1178
11.000 1.7722 0.03008 0.02180 -0.1061 0.2090 0.1184
11.250 1.7799 0.03127 0.02303 -0.1042 0.2014 0.1190
11.500 1.7845 0.03272 0.02450 -0.1022 0.1943 0.1195
11.750 1.7903 0.03417 0.02600 -0.1004 0.1877 0.1202
12.000 1.7933 0.03590 0.02775 -0.0986 0.1804 0.1216
12.250 1.7957 0.03774 0.02964 -0.0969 0.1737 0.1234
12.500 1.7973 0.03974 0.03168 -0.0954 0.1666 0.1257
12.750 1.7965 0.04204 0.03400 -0.0938 0.1610 0.1273
13.000 1.8000 0.04404 0.03610 -0.0927 0.1553 0.1282
13.250 1.7997 0.04647 0.03859 -0.0915 0.1506 0.1287
13.500 1.7973 0.04923 0.04140 -0.0905 0.1459 0.1292
13.750 1.7991 0.05166 0.04396 -0.0898 0.1406 0.1300
14.000 1.7957 0.05477 0.04713 -0.0892 0.1352 0.1307
14.250 1.7922 0.05804 0.05048 -0.0888 0.1307 0.1317
14.500 1.7919 0.06102 0.05358 -0.0886 0.1256 0.1329
14.750 1.7866 0.06472 0.05736 -0.0885 0.1206 0.1339
15.000 1.7810 0.06859 0.06131 -0.0887 0.1161 0.1350
15.250 1.7779 0.07220 0.06503 -0.0889 0.1109 0.1366
15.500 1.7690 0.07672 0.06964 -0.0895 0.1057 0.1381
15.750 1.7621 0.08103 0.07405 -0.0901 0.1005 0.1399
16.000 1.7531 0.08580 0.07891 -0.0910 0.0943 0.1423
16.250 1.7427 0.09088 0.08408 -0.0921 0.0887 0.1454
16.500 1.7306 0.09634 0.08962 -0.0935 0.0816 0.1495
16.750 1.7181 0.10202 0.09538 -0.0951 0.0753 0.1535
17.250 1.6890 0.11435 0.10785 -0.0992 0.0631 0.1676
17.500 1.6720 0.12113 0.11469 -0.1017 0.0572 0.1906
17.750 1.6593 0.12711 0.12129 -0.1049 0.0508 1.0000
18.000 1.6449 0.13353 0.12778 -0.1075 0.0438 1.0000
18.250 1.6254 0.14104 0.13531 -0.1110 0.0278 1.0000
18.500 1.6060 0.14869 0.14297 -0.1148 0.0227 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)