GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 44.85 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe476-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe476-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 476 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.1917 0.10697 0.10207 -0.0552 0.9703 0.1365
-8.500 -0.1843 0.10413 0.09922 -0.0620 0.9610 0.1420
-8.250 -0.1962 0.10093 0.09604 -0.0723 0.9496 0.1443
-8.000 -0.1510 0.09588 0.09095 -0.0711 0.9463 0.1463
-7.750 -0.1201 0.09232 0.08736 -0.0736 0.9407 0.1504
-7.500 -0.1113 0.08952 0.08455 -0.0792 0.9313 0.1568
-7.250 -0.1481 0.08702 0.08205 -0.0883 0.9117 0.1600
-7.000 -0.0736 0.08112 0.07612 -0.0897 0.9193 0.1632
-6.750 -0.0617 0.07886 0.07386 -0.0896 0.9078 0.1664
-6.500 -0.0538 0.07577 0.07072 -0.0952 0.8988 0.1733
-6.250 -0.0627 0.07206 0.06691 -0.1011 0.8864 0.1780
-6.000 -0.0180 0.06868 0.06355 -0.1016 0.8848 0.1823
-5.750 -0.0171 0.06716 0.06202 -0.1002 0.8722 0.1871
-5.500 -0.0089 0.06308 0.05774 -0.1073 0.8656 0.1965
-5.250 -0.0068 0.06178 0.05649 -0.1032 0.8537 0.1985
-5.000 0.0222 0.05901 0.05366 -0.1053 0.8492 0.2052
-4.750 0.0044 0.05776 0.05221 -0.1042 0.8358 0.2147
-4.500 0.0364 0.05495 0.04946 -0.1044 0.8318 0.2194
-4.250 0.0301 0.05418 0.04846 -0.1031 0.8211 0.2336
-4.000 0.0330 0.04465 0.03796 -0.1058 0.8133 0.1613
-3.750 0.0716 0.04425 0.03778 -0.1073 0.8103 0.1812
-3.500 0.0473 0.03876 0.03103 -0.1008 0.7975 0.1429
-3.250 0.0770 0.03657 0.02840 -0.1011 0.7934 0.1437
-3.000 0.1125 0.03407 0.02567 -0.1026 0.7906 0.1451
-2.750 0.1057 0.03429 0.02590 -0.0972 0.7784 0.1461
-2.500 0.1421 0.03310 0.02465 -0.0984 0.7746 0.1504
-2.250 0.1807 0.03164 0.02285 -0.0998 0.7717 0.1554
-2.000 0.1719 0.03217 0.02327 -0.0940 0.7597 0.1567
-1.750 0.2080 0.03080 0.02161 -0.0949 0.7559 0.1615
-1.500 0.2493 0.02976 0.02055 -0.0967 0.7530 0.1694
-1.250 0.2425 0.03050 0.02123 -0.0912 0.7411 0.1723
-1.000 0.2804 0.02940 0.01999 -0.0924 0.7373 0.1806
-0.750 0.3215 0.02862 0.01904 -0.0940 0.7343 0.1935
-0.500 0.3118 0.02953 0.02004 -0.0884 0.7227 0.1974
-0.250 0.3479 0.02893 0.01937 -0.0893 0.7188 0.2125
0.000 0.3899 0.02801 0.01847 -0.0911 0.7159 0.2323
0.250 0.3798 0.02910 0.01971 -0.0855 0.7043 0.2385
0.500 0.4163 0.02847 0.01914 -0.0865 0.7003 0.2605
0.750 0.4586 0.02771 0.01843 -0.0883 0.6975 0.2875
1.000 0.4406 0.02943 0.02025 -0.0818 0.6859 0.2931
1.250 0.4756 0.02901 0.01999 -0.0827 0.6820 0.3222
1.500 0.5253 0.02811 0.01938 -0.0860 0.6796 0.3769
1.750 0.6987 0.02552 0.01812 -0.1128 0.6790 1.0000
2.000 0.6867 0.02721 0.01981 -0.1068 0.6693 1.0000
2.250 0.7074 0.02767 0.02016 -0.1054 0.6639 1.0000
2.500 0.7420 0.02763 0.01999 -0.1061 0.6608 1.0000
2.750 0.7794 0.02757 0.01980 -0.1072 0.6581 1.0000
3.000 0.7270 0.03105 0.02339 -0.0961 0.6450 1.0000
3.250 0.7723 0.03046 0.02269 -0.0980 0.6424 1.0000
3.500 0.8034 0.03046 0.02260 -0.0979 0.6378 1.0000
3.750 0.7555 0.03393 0.02614 -0.0879 0.6255 1.0000
4.000 0.8192 0.03227 0.02437 -0.0918 0.6235 1.0000
4.250 0.8807 0.03085 0.02284 -0.0957 0.6212 1.0000
4.500 0.7976 0.03582 0.02792 -0.0811 0.6062 1.0000
4.750 0.8717 0.03367 0.02569 -0.0863 0.6046 1.0000
5.000 0.9386 0.03194 0.02386 -0.0907 0.6025 1.0000
5.250 0.7586 0.04278 0.03485 -0.0674 0.5772 1.0000
5.500 0.8451 0.03876 0.03078 -0.0714 0.5791 1.0000
5.750 0.9731 0.03396 0.02591 -0.0828 0.5821 1.0000
6.000 0.8249 0.04367 0.03570 -0.0640 0.5610 1.0000
6.250 0.9035 0.03998 0.03199 -0.0672 0.5620 1.0000
6.500 1.0303 0.03497 0.02694 -0.0779 0.5640 1.0000
6.750 0.9460 0.04023 0.03227 -0.0644 0.5495 1.0000
7.000 1.0349 0.03674 0.02878 -0.0702 0.5486 1.0000
7.250 0.9484 0.04313 0.03521 -0.0586 0.5320 1.0000
7.500 1.0317 0.03902 0.03112 -0.0622 0.5317 1.0000
7.750 1.1486 0.03437 0.02646 -0.0718 0.5300 1.0000
8.000 0.9764 0.04576 0.03794 -0.0522 0.5053 1.0000
8.250 1.0542 0.04108 0.03328 -0.0540 0.5050 1.0000
8.500 1.1229 0.03769 0.02992 -0.0563 0.5008 1.0000
8.750 1.2401 0.03280 0.02499 -0.0656 0.4961 1.0000
9.000 1.2171 0.03420 0.02646 -0.0582 0.4851 1.0000
9.250 1.3117 0.03082 0.02298 -0.0659 0.4752 1.0000
9.500 1.2996 0.03143 0.02366 -0.0594 0.4632 1.0000
9.750 1.3114 0.03130 0.02352 -0.0563 0.4501 1.0000
10.000 1.3348 0.03073 0.02289 -0.0548 0.4358 1.0000
10.250 1.3537 0.03043 0.02252 -0.0528 0.4206 1.0000
10.500 1.3665 0.03047 0.02247 -0.0501 0.4049 1.0000
10.750 1.3766 0.03075 0.02265 -0.0473 0.3894 1.0000
11.000 1.3709 0.03181 0.02374 -0.0430 0.3747 1.0000
11.250 1.3680 0.03295 0.02490 -0.0394 0.3605 1.0000
11.500 1.3686 0.03405 0.02597 -0.0364 0.3469 1.0000
11.750 1.3733 0.03502 0.02689 -0.0339 0.3341 1.0000
12.000 1.3823 0.03581 0.02756 -0.0319 0.3218 1.0000
12.250 1.3788 0.03748 0.02928 -0.0292 0.3102 1.0000
12.500 1.3826 0.03884 0.03063 -0.0272 0.2994 1.0000
12.750 1.3963 0.03964 0.03128 -0.0258 0.2890 1.0000
13.000 1.3961 0.04141 0.03311 -0.0238 0.2791 1.0000
13.250 1.4057 0.04263 0.03428 -0.0224 0.2695 1.0000
13.500 1.4187 0.04365 0.03519 -0.0212 0.2597 1.0000
13.750 1.4196 0.04557 0.03720 -0.0195 0.2508 1.0000
14.000 1.4388 0.04633 0.03779 -0.0187 0.2406 1.0000
14.250 1.4326 0.04872 0.04032 -0.0168 0.2323 1.0000
14.500 1.4447 0.05001 0.04152 -0.0158 0.2226 1.0000
14.750 1.4438 0.05210 0.04367 -0.0143 0.2136 1.0000
15.000 1.4451 0.05422 0.04583 -0.0130 0.2046 1.0000
15.250 1.4644 0.05507 0.04646 -0.0122 0.1935 1.0000
15.500 1.4410 0.05896 0.05067 -0.0106 0.1870 1.0000
15.750 1.4549 0.06014 0.05167 -0.0097 0.1772 1.0000
16.000 1.4349 0.06413 0.05593 -0.0086 0.1709 1.0000
16.250 1.4531 0.06493 0.05651 -0.0079 0.1628 1.0000
16.500 1.4317 0.06936 0.06126 -0.0072 0.1578 1.0000
16.750 1.4372 0.07128 0.06316 -0.0066 0.1520 1.0000
17.000 1.4422 0.07356 0.06547 -0.0060 0.1473 1.0000
17.250 1.4264 0.07794 0.07011 -0.0059 0.1439 1.0000
17.500 1.4265 0.08062 0.07286 -0.0057 0.1399 1.0000
17.750 1.4517 0.08079 0.07286 -0.0049 0.1354 1.0000
18.000 1.4261 0.08648 0.07888 -0.0054 0.1335 1.0000
18.250 1.4008 0.09251 0.08520 -0.0064 0.1315 1.0000
18.500 1.3754 0.09888 0.09182 -0.0078 0.1297 1.0000
18.750 1.3485 0.10576 0.09892 -0.0098 0.1281 1.0000
19.000 0.9572 0.20074 0.19438 -0.0581 0.1488 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)