GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.4 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe476-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe476-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2323 0.13767 0.13017 -0.0404 1.0000 0.1894
-11.000 -0.2500 0.13862 0.13124 -0.0400 1.0000 0.1930
-10.750 -0.2814 0.14137 0.13418 -0.0392 1.0000 0.1941
-10.500 -0.2553 0.13400 0.12683 -0.0373 1.0000 0.1965
-10.250 -0.2485 0.13109 0.12399 -0.0350 1.0000 0.1997
-10.000 -0.2530 0.12982 0.12281 -0.0325 1.0000 0.2032
-9.750 -0.2649 0.12938 0.12249 -0.0300 1.0000 0.2071
-9.500 -0.2876 0.13022 0.12346 -0.0274 1.0000 0.2105
-9.250 -0.3219 0.13244 0.12584 -0.0250 1.0000 0.2121
-9.000 -0.3618 0.13501 0.12858 -0.0226 1.0000 0.2128
-8.750 -0.3190 0.12687 0.12042 -0.0201 1.0000 0.2173
-8.500 -0.3226 0.12552 0.11914 -0.0177 1.0000 0.2214
-8.250 -0.3349 0.12493 0.11863 -0.0157 1.0000 0.2259
-8.000 -0.3614 0.12560 0.11941 -0.0140 1.0000 0.2298
-7.750 -0.4035 0.12753 0.12147 -0.0122 1.0000 0.2315
-7.500 -0.3871 0.12272 0.11669 -0.0106 1.0000 0.2344
-7.250 -0.3779 0.12001 0.11400 -0.0086 1.0000 0.2389
-7.000 -0.3866 0.11877 0.11282 -0.0067 1.0000 0.2438
-6.750 -0.4152 0.11896 0.11309 -0.0069 0.9973 0.2495
-6.500 -0.3992 0.11491 0.10904 -0.0100 0.9907 0.2543
-6.250 -0.3748 0.11174 0.10584 -0.0122 0.9836 0.2650
-6.000 -0.4272 0.11307 0.10724 -0.0140 0.9763 0.2703
-5.750 -0.3648 0.10683 0.10096 -0.0150 0.9694 0.2820
-5.500 -0.4134 0.10774 0.10191 -0.0170 0.9624 0.2898
-5.250 -0.3628 0.10235 0.09653 -0.0161 0.9554 0.3002
-5.000 -0.3880 0.10127 0.09547 -0.0179 0.9486 0.3108
-4.750 -0.3604 0.09802 0.09223 -0.0165 0.9415 0.3214
-4.500 -0.3537 0.09549 0.08970 -0.0180 0.9353 0.3352
-4.250 -0.3756 0.09458 0.08880 -0.0174 0.9286 0.3500
-4.000 -0.3668 0.09249 0.08672 -0.0173 0.9223 0.3696
-3.750 -0.3601 0.09041 0.08466 -0.0154 0.9161 0.3899
-3.500 -0.3582 0.08846 0.08275 -0.0124 0.9099 0.4104
-3.250 -0.3321 0.08584 0.08017 -0.0103 0.9034 0.4370
-3.000 -0.3418 0.08490 0.07926 -0.0066 0.8982 0.4663
-2.750 0.2551 0.06408 0.05774 -0.0712 0.8904 1.0000
-2.250 -0.0520 0.07464 0.06885 -0.0127 0.8728 0.8108
-2.000 -0.1253 0.07552 0.06987 -0.0010 0.8687 0.7846
-1.500 -0.1926 0.06420 0.05621 -0.0480 0.8694 0.2475
-1.250 -0.1655 0.06246 0.05418 -0.0496 0.8640 0.2409
-1.000 -0.1486 0.06124 0.05225 -0.0498 0.8624 0.2313
-0.750 -0.1357 0.06041 0.05127 -0.0489 0.8624 0.2299
-0.500 -0.1216 0.05987 0.05048 -0.0482 0.8627 0.2297
-0.250 -0.1041 0.05974 0.04997 -0.0479 0.8642 0.2314
0.000 -0.2467 0.05868 0.04977 -0.0249 0.9821 0.2286
0.250 -0.2234 0.05813 0.04891 -0.0256 0.9790 0.2274
0.500 -0.1980 0.05777 0.04817 -0.0266 0.9723 0.2298
0.750 -0.1654 0.05842 0.04847 -0.0285 0.9671 0.2334
1.000 -0.1491 0.05772 0.04770 -0.0281 0.9613 0.2365
1.250 -0.1218 0.05823 0.04804 -0.0292 0.9552 0.2428
1.500 -0.0922 0.05942 0.04880 -0.0306 0.9516 0.2511
1.750 -0.0742 0.05889 0.04833 -0.0305 0.9435 0.2584
2.000 -0.0412 0.06039 0.04955 -0.0324 0.9373 0.2713
2.250 -0.0239 0.06037 0.04956 -0.0322 0.9310 0.2825
2.500 0.0097 0.06143 0.05049 -0.0347 0.9239 0.3011
2.750 0.0531 0.06391 0.05286 -0.0389 0.9195 0.3297
3.000 0.0702 0.06352 0.05258 -0.0390 0.9101 0.3522
3.250 0.1088 0.06537 0.05468 -0.0424 0.9039 0.3952
3.500 0.1303 0.06614 0.05580 -0.0431 0.8983 0.4454
3.750 0.1924 0.06704 0.05807 -0.0521 0.8890 1.0000
4.000 0.2206 0.06967 0.06027 -0.0536 0.8825 1.0000
4.250 0.2379 0.07066 0.06104 -0.0533 0.8698 1.0000
4.500 0.2548 0.07228 0.06249 -0.0532 0.8602 1.0000
4.750 0.2896 0.07524 0.06525 -0.0557 0.8482 1.0000
5.000 0.2992 0.07588 0.06581 -0.0544 0.8336 1.0000
5.250 0.3167 0.07764 0.06747 -0.0544 0.8209 1.0000
5.500 0.3572 0.08151 0.07122 -0.0576 0.8089 1.0000
5.750 0.3673 0.08215 0.07182 -0.0564 0.7926 1.0000
6.000 0.3780 0.08346 0.07309 -0.0555 0.7773 1.0000
6.250 0.3940 0.08549 0.07509 -0.0555 0.7637 1.0000
6.500 0.4207 0.08836 0.07792 -0.0567 0.7496 1.0000
6.750 0.4514 0.09139 0.08092 -0.0582 0.7326 1.0000
7.000 0.4764 0.09392 0.08343 -0.0589 0.7144 1.0000
8.000 0.5830 0.09647 0.08586 -0.0553 0.5853 1.0000
8.250 0.5963 0.09726 0.08665 -0.0537 0.5597 1.0000
8.500 0.6161 0.09871 0.08810 -0.0531 0.5422 1.0000
8.750 0.6402 0.10008 0.08947 -0.0526 0.5261 1.0000
9.000 0.5947 0.10766 0.09717 -0.0539 0.5528 1.0000
9.250 0.6128 0.11097 0.10051 -0.0546 0.5487 1.0000
9.500 0.6297 0.11495 0.10452 -0.0555 0.5466 1.0000
9.750 0.6304 0.11456 0.10413 -0.0530 0.5161 1.0000
10.000 0.6491 0.11791 0.10752 -0.0537 0.5126 1.0000
10.250 0.6255 0.12525 0.11494 -0.0561 0.5457 1.0000
10.500 0.6146 0.12681 0.11653 -0.0552 0.5368 1.0000
10.750 0.6523 0.13129 0.12104 -0.0565 0.5287 1.0000
11.000 0.6320 0.13273 0.12250 -0.0556 0.5239 1.0000
11.250 0.6528 0.13566 0.12548 -0.0560 0.5133 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)