GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.5 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.1752 0.12517 0.11883 -0.0256 1.0000 0.0758
-9.000 -0.1774 0.12342 0.11718 -0.0238 1.0000 0.0765
-8.750 -0.1817 0.12222 0.11607 -0.0218 1.0000 0.0772
-8.500 -0.1874 0.12125 0.11520 -0.0196 1.0000 0.0780
-8.250 -0.1940 0.12049 0.11454 -0.0174 1.0000 0.0787
-8.000 -0.2019 0.11992 0.11408 -0.0151 1.0000 0.0795
-7.750 -0.2113 0.11963 0.11389 -0.0127 1.0000 0.0802
-7.500 -0.2224 0.11964 0.11401 -0.0102 1.0000 0.0807
-7.250 -0.2341 0.11993 0.11443 -0.0080 1.0000 0.0810
-7.000 -0.2432 0.12033 0.11494 -0.0069 1.0000 0.0813
-6.750 -0.2508 0.12075 0.11545 -0.0063 1.0000 0.0815
-6.250 -0.2599 0.11831 0.11320 -0.0047 1.0000 0.0819
-6.000 -0.2631 0.11533 0.11028 -0.0027 1.0000 0.0824
-5.750 -0.2663 0.11335 0.10837 -0.0015 1.0000 0.0829
-5.500 -0.2686 0.11173 0.10682 -0.0008 1.0000 0.0835
-5.250 -0.2697 0.11018 0.10533 -0.0005 1.0000 0.0843
-5.000 -0.2640 0.10843 0.10362 -0.0019 0.9986 0.0851
-4.750 -0.2248 0.10508 0.10021 -0.0107 0.9869 0.0871
-4.500 -0.1773 0.10313 0.09818 -0.0225 0.9735 0.0887
-4.250 -0.1363 0.10043 0.09542 -0.0319 0.9606 0.0895
-4.000 -0.1148 0.09542 0.09041 -0.0340 0.9502 0.0910
-3.750 -0.0762 0.09189 0.08683 -0.0410 0.9387 0.0931
-3.500 -0.0436 0.08940 0.08428 -0.0470 0.9253 0.0952
-3.250 0.0101 0.08831 0.08303 -0.0583 0.9109 0.0971
-3.000 0.0414 0.08458 0.07927 -0.0629 0.8992 0.0982
-2.750 0.0773 0.08065 0.07530 -0.0676 0.8884 0.1011
-2.500 0.1122 0.07874 0.07331 -0.0730 0.8744 0.1041
-2.250 0.1708 0.07764 0.07201 -0.0835 0.8601 0.1063
-2.000 0.2020 0.07335 0.06771 -0.0863 0.8502 0.1092
-1.750 0.2737 0.07287 0.06695 -0.0982 0.8364 0.1154
-1.500 0.2839 0.06962 0.06374 -0.0973 0.8232 0.1172
-1.250 0.3209 0.06756 0.06160 -0.1013 0.8111 0.1223
-1.000 0.3823 0.06475 0.05862 -0.1092 0.8012 0.1294
-0.750 0.4262 0.06477 0.05842 -0.1145 0.7865 0.1381
-0.500 0.4437 0.06240 0.05608 -0.1146 0.7742 0.1429
-0.250 0.5107 0.05956 0.05303 -0.1222 0.7663 0.1566
0.000 0.5357 0.05925 0.05261 -0.1237 0.7521 0.1678
0.250 0.5633 0.05858 0.05185 -0.1254 0.7396 0.1814
0.500 0.6286 0.05544 0.04851 -0.1315 0.7328 0.2092
0.750 0.6455 0.05587 0.04883 -0.1316 0.7190 0.2324
1.000 0.6623 0.05475 0.04772 -0.1314 0.7077 0.2658
1.500 0.7054 0.05096 0.04396 -0.1310 0.6887 0.4436
1.750 0.7546 0.04683 0.03974 -0.1323 0.6836 0.5613
2.000 0.7596 0.04783 0.04068 -0.1309 0.6709 0.5974
2.250 0.8402 0.04410 0.03654 -0.1363 0.6662 0.6791
2.500 0.8494 0.04642 0.03876 -0.1363 0.6527 0.6813
2.750 0.8644 0.04861 0.04083 -0.1368 0.6413 0.6716
3.000 0.9280 0.04797 0.03983 -0.1408 0.6342 0.6394
3.250 0.9134 0.05212 0.04397 -0.1388 0.6215 0.6330
3.500 0.9876 0.05064 0.04210 -0.1425 0.6158 0.5759
3.750 0.9470 0.05668 0.04826 -0.1391 0.6025 0.5841
4.000 1.0312 0.05411 0.04530 -0.1423 0.5976 0.5238
4.250 0.9702 0.06193 0.05329 -0.1384 0.5841 0.5412
4.500 1.0572 0.05860 0.04964 -0.1407 0.5787 0.4875
4.750 0.9875 0.06753 0.05874 -0.1374 0.5661 0.5069
5.000 0.9987 0.07014 0.06128 -0.1369 0.5573 0.4901
5.250 1.0070 0.07288 0.06398 -0.1364 0.5481 0.4755
5.500 1.0083 0.07623 0.06733 -0.1357 0.5390 0.4656
5.750 1.0332 0.07754 0.06856 -0.1353 0.5298 0.4482
6.000 1.0191 0.08233 0.07338 -0.1347 0.5208 0.4449
6.250 1.0710 0.08105 0.07197 -0.1340 0.5111 0.4252
6.500 1.0297 0.08857 0.07960 -0.1338 0.5027 0.4299
6.750 1.0898 0.08645 0.07735 -0.1326 0.4926 0.4070
7.000 1.0407 0.09491 0.08595 -0.1331 0.4844 0.4155
7.250 1.0775 0.09511 0.08609 -0.1320 0.4745 0.3981
7.500 1.0500 0.10166 0.09273 -0.1325 0.4666 0.4002
7.750 1.0758 0.10301 0.09403 -0.1316 0.4569 0.3866
8.000 1.0508 0.10984 0.10094 -0.1327 0.4522 0.3880
8.250 1.0865 0.11012 0.10117 -0.1313 0.4410 0.3730
8.500 1.0584 0.11743 0.10856 -0.1328 0.4376 0.3748
8.750 1.0486 0.12328 0.11448 -0.1342 0.4374 0.3732
9.000 1.0504 0.12868 0.11994 -0.1356 0.4404 0.3691
9.250 1.0652 0.13343 0.12473 -0.1367 0.4429 0.3615
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)