GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 164.88 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe464-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe464-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.1984 0.13050 0.12824 -0.0289 1.0000 0.0153
-11.250 -0.1939 0.12824 0.12601 -0.0294 1.0000 0.0154
-10.750 -0.1886 0.12347 0.12132 -0.0289 1.0000 0.0155
-10.500 -0.1738 0.12018 0.11804 -0.0311 0.9986 0.0157
-10.250 -0.1549 0.11680 0.11467 -0.0346 0.9925 0.0159
-10.000 -0.1372 0.11366 0.11151 -0.0379 0.9854 0.0164
-9.750 -0.1200 0.11046 0.10832 -0.0411 0.9766 0.0169
-9.500 -0.0999 0.10701 0.10486 -0.0452 0.9691 0.0175
-9.250 -0.0779 0.10325 0.10108 -0.0503 0.9594 0.0185
-9.000 -0.0501 0.09934 0.09714 -0.0582 0.9515 0.0187
-8.750 -0.0198 0.09497 0.09273 -0.0663 0.9422 0.0188
-8.500 0.0089 0.09060 0.08832 -0.0708 0.9343 0.0190
-8.250 0.0390 0.08714 0.08480 -0.0765 0.9237 0.0194
-8.000 0.0637 0.08424 0.08183 -0.0810 0.9107 0.0200
-7.750 0.0809 0.08172 0.07924 -0.0837 0.8974 0.0209
-7.500 0.0923 0.07949 0.07694 -0.0851 0.8850 0.0219
-7.250 0.0982 0.07782 0.07523 -0.0869 0.8727 0.0224
-7.000 0.1087 0.07594 0.07332 -0.0897 0.8625 0.0225
-6.750 0.1208 0.07293 0.07026 -0.0888 0.8548 0.0228
-6.500 0.1337 0.07098 0.06831 -0.0891 0.8465 0.0230
-6.250 0.1477 0.06920 0.06649 -0.0899 0.8379 0.0236
-6.000 0.1623 0.06727 0.06454 -0.0911 0.8293 0.0243
-5.750 0.1781 0.06519 0.06242 -0.0927 0.8204 0.0250
-5.500 0.2019 0.06254 0.05972 -0.0988 0.8111 0.0266
-5.250 0.2183 0.05952 0.05666 -0.1004 0.8023 0.0270
-5.000 0.2347 0.05760 0.05473 -0.1006 0.7927 0.0273
-4.750 0.2540 0.05586 0.05293 -0.1017 0.7823 0.0281
-4.500 0.2755 0.05388 0.05092 -0.1036 0.7697 0.0292
-4.250 0.3103 0.05036 0.04732 -0.1108 0.7565 0.0319
-4.000 0.3274 0.04874 0.04566 -0.1104 0.7405 0.0325
-3.750 0.3502 0.04710 0.04394 -0.1117 0.7206 0.0337
-3.250 0.4077 0.04254 0.03907 -0.1180 0.6764 0.0380
-3.000 0.4319 0.04125 0.03765 -0.1190 0.6591 0.0399
-2.750 0.4657 0.03898 0.03523 -0.1228 0.6458 0.0439
-2.500 0.4909 0.03781 0.03395 -0.1237 0.6338 0.0458
-2.250 0.5282 0.03557 0.03157 -0.1279 0.6233 0.0498
-2.000 0.5529 0.03450 0.03040 -0.1284 0.6133 0.0514
-1.750 0.5938 0.03246 0.02823 -0.1327 0.6036 0.0558
-1.500 0.6188 0.03115 0.02683 -0.1331 0.5950 0.0566
-1.250 0.6933 0.01836 0.01309 -0.1469 0.5898 0.0438
-1.000 0.7192 0.01847 0.01316 -0.1463 0.5806 0.0450
-0.750 0.7460 0.01835 0.01303 -0.1460 0.5713 0.0466
-0.500 0.7730 0.01794 0.01250 -0.1458 0.5616 0.0493
-0.250 0.7985 0.01821 0.01281 -0.1452 0.5508 0.0506
0.000 0.8259 0.01773 0.01221 -0.1450 0.5408 0.0553
0.250 0.8513 0.01794 0.01240 -0.1444 0.5295 0.0583
0.500 0.8792 0.01781 0.01217 -0.1441 0.5182 0.0689
0.750 0.9045 0.01821 0.01253 -0.1434 0.5063 0.0755
1.000 0.9278 0.01862 0.01291 -0.1426 0.4934 0.0833
1.250 0.9596 0.01954 0.01359 -0.1421 0.4807 0.0891
1.500 0.9840 0.01845 0.01242 -0.1420 0.4698 0.0897
1.750 1.0075 0.01792 0.01181 -0.1416 0.4593 0.0902
2.000 1.0074 0.00611 0.00016 -0.1358 0.4402 0.0914
2.250 1.0570 0.01730 0.01107 -0.1408 0.4385 0.0921
2.500 1.0820 0.01714 0.01081 -0.1403 0.4275 0.0936
2.750 1.1085 0.01707 0.01065 -0.1398 0.4175 0.0959
3.000 1.1368 0.01778 0.01111 -0.1390 0.4083 0.0972
3.250 1.1632 0.01764 0.01089 -0.1385 0.4006 0.0973
3.500 1.1875 0.01706 0.01023 -0.1380 0.3932 0.0976
3.750 1.2123 0.01655 0.00972 -0.1377 0.3866 0.0980
4.000 1.2367 0.01628 0.00942 -0.1372 0.3797 0.0983
4.250 1.2610 0.01614 0.00922 -0.1366 0.3735 0.0987
4.500 1.2861 0.01597 0.00906 -0.1361 0.3672 0.0993
4.750 1.3101 0.01593 0.00896 -0.1355 0.3608 0.1002
5.000 1.3349 0.01588 0.00890 -0.1349 0.3552 0.1015
5.250 1.3599 0.01586 0.00886 -0.1343 0.3495 0.1034
5.500 1.3853 0.01649 0.00932 -0.1332 0.3439 0.1060
5.750 1.4091 0.01594 0.00880 -0.1327 0.3389 0.1069
6.000 1.4332 0.01582 0.00872 -0.1322 0.3334 0.1079
6.250 1.4562 0.01588 0.00876 -0.1314 0.3276 0.1093
6.500 1.4799 0.01593 0.00882 -0.1306 0.3219 0.1117
6.750 1.5041 0.01607 0.00891 -0.1297 0.3158 0.1163
7.000 1.5259 0.01612 0.00895 -0.1288 0.3098 0.1177
7.250 1.5493 0.01616 0.00905 -0.1281 0.3043 0.1200
7.750 1.5929 0.01648 0.00935 -0.1261 0.2918 0.1296
8.250 1.6351 0.01683 0.00973 -0.1239 0.2767 0.1435
8.500 1.6568 0.01695 0.00991 -0.1229 0.2685 0.1554
9.500 1.7243 0.01813 0.01109 -0.1161 0.2262 0.2332
9.750 1.7359 0.01859 0.01151 -0.1135 0.2142 0.2402
10.000 1.7492 0.01913 0.01203 -0.1111 0.2029 0.2257
10.250 1.7622 0.01977 0.01255 -0.1084 0.1935 0.1472
10.750 1.7841 0.02105 0.01382 -0.1036 0.1779 0.1340
11.000 1.7925 0.02186 0.01462 -0.1010 0.1712 0.1309
11.250 1.8039 0.02256 0.01536 -0.0989 0.1659 0.1286
11.500 1.8131 0.02342 0.01625 -0.0967 0.1600 0.1288
11.750 1.8196 0.02450 0.01734 -0.0943 0.1546 0.1288
12.000 1.8317 0.02529 0.01821 -0.0927 0.1502 0.1289
12.250 1.8389 0.02643 0.01938 -0.0907 0.1446 0.1293
12.500 1.8452 0.02769 0.02067 -0.0887 0.1394 0.1295
12.750 1.8548 0.02876 0.02182 -0.0872 0.1343 0.1323
13.000 1.8595 0.03025 0.02334 -0.0853 0.1293 0.1336
13.250 1.8655 0.03169 0.02484 -0.0837 0.1248 0.1342
13.500 1.8719 0.03316 0.02635 -0.0823 0.1192 0.1347
13.750 1.8719 0.03525 0.02845 -0.0806 0.1134 0.1353
14.000 1.8769 0.03697 0.03023 -0.0794 0.1068 0.1367
14.250 1.8744 0.03950 0.03276 -0.0780 0.1000 0.1372
14.500 1.8727 0.04208 0.03536 -0.0770 0.0909 0.1384
14.750 1.8656 0.04542 0.03869 -0.0761 0.0808 0.1401
15.000 1.8543 0.04945 0.04271 -0.0756 0.0705 0.1414
15.250 1.8394 0.05419 0.04744 -0.0755 0.0609 0.1424
15.500 1.8250 0.05909 0.05237 -0.0757 0.0533 0.1436
15.750 1.8086 0.06447 0.05778 -0.0762 0.0460 0.1441
16.000 1.7879 0.07067 0.06401 -0.0772 0.0359 0.1452
16.250 1.7622 0.07790 0.07125 -0.0789 0.0249 0.1446
16.500 1.7419 0.08460 0.07803 -0.0806 0.0214 0.1454
16.750 1.7233 0.09131 0.08484 -0.0826 0.0193 0.1461
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)