GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.18 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1792 0.13039 0.12420 -0.0239 1.0000 0.0580
-9.250 -0.1858 0.13000 0.12391 -0.0221 1.0000 0.0582
-9.000 -0.1912 0.12910 0.12312 -0.0202 1.0000 0.0584
-8.750 -0.1937 0.12695 0.12105 -0.0183 1.0000 0.0589
-8.500 -0.1907 0.12489 0.11904 -0.0180 0.9981 0.0598
-8.250 -0.1718 0.12168 0.11583 -0.0219 0.9911 0.0612
-8.000 -0.1531 0.11884 0.11300 -0.0261 0.9836 0.0628
-7.750 -0.1364 0.11671 0.11087 -0.0303 0.9743 0.0638
-7.500 -0.1218 0.11480 0.10900 -0.0341 0.9640 0.0643
-7.250 -0.1012 0.11027 0.10447 -0.0368 0.9575 0.0659
-7.000 -0.0831 0.10739 0.10159 -0.0401 0.9476 0.0675
-6.750 -0.0637 0.10468 0.09888 -0.0439 0.9374 0.0689
-6.500 -0.0378 0.10191 0.09609 -0.0496 0.9285 0.0698
-6.250 -0.0186 0.09989 0.09407 -0.0538 0.9167 0.0702
-6.000 0.0098 0.09587 0.09003 -0.0587 0.9102 0.0707
-5.750 0.0254 0.09276 0.08694 -0.0602 0.8990 0.0719
-5.500 0.0579 0.08925 0.08338 -0.0659 0.8925 0.0741
-5.250 0.0788 0.08720 0.08130 -0.0695 0.8800 0.0757
-5.000 0.1138 0.08473 0.07876 -0.0764 0.8715 0.0764
-4.750 0.1392 0.08230 0.07631 -0.0805 0.8601 0.0767
-4.500 0.1580 0.07883 0.07283 -0.0818 0.8502 0.0774
-4.250 0.1845 0.07573 0.06968 -0.0849 0.8413 0.0790
-4.000 0.2083 0.07359 0.06750 -0.0879 0.8296 0.0811
-3.750 0.2522 0.07118 0.06494 -0.0954 0.8218 0.0826
-3.500 0.2800 0.06943 0.06311 -0.0993 0.8090 0.0829
-3.250 0.3100 0.06559 0.05921 -0.1020 0.8028 0.0838
-3.000 0.3275 0.06361 0.05721 -0.1026 0.7893 0.0858
-2.750 0.3624 0.06183 0.05530 -0.1071 0.7782 0.0886
-2.500 0.4093 0.05962 0.05290 -0.1137 0.7697 0.0892
-2.250 0.4295 0.05729 0.05054 -0.1144 0.7573 0.0899
-2.000 0.4601 0.05487 0.04802 -0.1168 0.7481 0.0935
-1.750 0.5054 0.05344 0.04637 -0.1223 0.7373 0.0957
-1.500 0.5321 0.05131 0.04416 -0.1238 0.7258 0.0965
-1.250 0.5689 0.04881 0.04152 -0.1266 0.7182 0.1000
-0.750 0.6342 0.04575 0.03816 -0.1311 0.6954 0.1075
-0.500 0.6811 0.04429 0.03640 -0.1352 0.6866 0.1113
0.000 0.7512 0.04156 0.03327 -0.1391 0.6670 0.1311
0.250 0.7835 0.04051 0.03205 -0.1404 0.6560 0.1437
0.500 0.8112 0.03862 0.03006 -0.1412 0.6463 0.1606
0.750 0.8423 0.03715 0.02841 -0.1423 0.6369 0.1917
1.000 0.8695 0.03590 0.02703 -0.1430 0.6263 0.2402
1.500 0.9147 0.03230 0.02329 -0.1424 0.6069 0.4126
1.750 0.9510 0.03147 0.02215 -0.1437 0.5987 0.4276
2.000 0.9791 0.03161 0.02211 -0.1441 0.5869 0.4235
2.250 1.0147 0.03182 0.02201 -0.1452 0.5779 0.3945
2.500 1.0448 0.03264 0.02259 -0.1454 0.5671 0.3478
2.750 1.0754 0.03315 0.02287 -0.1455 0.5579 0.3115
3.000 1.1034 0.03340 0.02297 -0.1454 0.5483 0.2914
3.250 1.1306 0.03375 0.02318 -0.1452 0.5393 0.2716
3.500 1.1581 0.03422 0.02349 -0.1448 0.5304 0.2471
3.750 1.1838 0.03458 0.02375 -0.1443 0.5219 0.2303
4.000 1.2100 0.03494 0.02399 -0.1439 0.5134 0.2159
4.250 1.2353 0.03532 0.02427 -0.1434 0.5054 0.2052
4.500 1.2596 0.03576 0.02462 -0.1427 0.4970 0.1965
4.750 1.2864 0.03599 0.02475 -0.1425 0.4899 0.1927
5.000 1.3075 0.03655 0.02530 -0.1416 0.4813 0.1916
5.250 1.3365 0.03663 0.02520 -0.1414 0.4747 0.1903
5.500 1.3530 0.03750 0.02612 -0.1399 0.4655 0.1880
5.750 1.3826 0.03746 0.02594 -0.1397 0.4588 0.1845
6.000 1.3966 0.03836 0.02693 -0.1380 0.4493 0.1825
6.250 1.4250 0.03833 0.02676 -0.1376 0.4422 0.1801
6.500 1.4377 0.03931 0.02784 -0.1357 0.4329 0.1786
6.750 1.4641 0.03941 0.02787 -0.1351 0.4256 0.1770
7.000 1.4762 0.04045 0.02902 -0.1332 0.4169 0.1771
7.250 1.4990 0.04075 0.02930 -0.1323 0.4095 0.1796
7.500 1.5125 0.04170 0.03034 -0.1305 0.4015 0.1817
7.750 1.5293 0.04242 0.03113 -0.1290 0.3938 0.1831
8.000 1.5479 0.04303 0.03176 -0.1277 0.3867 0.1832
8.250 1.5554 0.04429 0.03317 -0.1253 0.3784 0.1831
8.500 1.5832 0.04431 0.03311 -0.1248 0.3718 0.1833
8.750 1.5770 0.04645 0.03553 -0.1213 0.3634 0.1834
9.000 1.5997 0.04672 0.03579 -0.1204 0.3565 0.1841
9.250 1.5935 0.04875 0.03801 -0.1168 0.3490 0.1844
9.500 1.6016 0.04993 0.03926 -0.1146 0.3416 0.1861
9.750 1.6123 0.05101 0.04043 -0.1128 0.3349 0.1895
10.000 1.5979 0.05398 0.04360 -0.1096 0.3274 0.1907
10.250 1.6298 0.05344 0.04304 -0.1090 0.3209 0.1968
10.500 1.5904 0.05887 0.04878 -0.1054 0.3133 0.1952
10.750 1.6007 0.06013 0.05010 -0.1040 0.3066 0.1980
11.000 1.5891 0.06374 0.05385 -0.1023 0.3000 0.1987
11.250 1.5538 0.07038 0.06070 -0.1012 0.2922 0.1980
11.500 1.5995 0.06765 0.05794 -0.0998 0.2875 0.2019
11.750 1.4794 0.08697 0.07762 -0.1026 0.2752 0.1957
12.000 1.5238 0.08325 0.07390 -0.1001 0.2720 0.1999
12.250 1.4218 0.10375 0.09458 -0.1064 0.2574 0.1938
12.500 1.4583 0.10058 0.09148 -0.1037 0.2552 0.1986
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)