GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.13 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe476-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe476-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2470 0.12995 0.12263 -0.0393 1.0000 0.1431
-10.250 -0.2549 0.12881 0.12160 -0.0374 1.0000 0.1446
-10.000 -0.2662 0.12799 0.12089 -0.0352 1.0000 0.1460
-9.750 -0.2622 0.12542 0.11833 -0.0401 0.9931 0.1492
-9.500 -0.2603 0.12272 0.11564 -0.0465 0.9834 0.1504
-9.250 -0.2571 0.11971 0.11262 -0.0523 0.9731 0.1509
-9.000 -0.2143 0.11358 0.10646 -0.0521 0.9695 0.1535
-8.750 -0.1987 0.10993 0.10279 -0.0553 0.9605 0.1542
-8.500 -0.2168 0.10786 0.10071 -0.0637 0.9459 0.1508
-8.000 -0.1987 0.09369 0.08637 -0.0730 0.9279 0.1101
-7.750 -0.1812 0.08976 0.08240 -0.0769 0.9209 0.1096
-7.500 -0.1754 0.08672 0.07936 -0.0784 0.9091 0.1089
-7.250 -0.1618 0.08285 0.07544 -0.0820 0.9015 0.1078
-7.000 -0.1580 0.07933 0.07189 -0.0842 0.8897 0.1069
-6.750 -0.1527 0.07548 0.06796 -0.0873 0.8800 0.1064
-6.500 -0.1476 0.07148 0.06386 -0.0904 0.8703 0.1068
-6.250 -0.1471 0.06794 0.06019 -0.0919 0.8596 0.1074
-6.000 -0.1401 0.06386 0.05592 -0.0942 0.8513 0.1079
-5.750 -0.1381 0.06063 0.05250 -0.0943 0.8413 0.1080
-5.500 -0.1289 0.05704 0.04866 -0.0952 0.8333 0.1081
-5.250 -0.1211 0.05348 0.04474 -0.0955 0.8255 0.1091
-5.000 -0.1164 0.05065 0.04156 -0.0943 0.8162 0.1105
-4.750 -0.0879 0.04920 0.04005 -0.0952 0.8115 0.1127
-4.500 -0.0815 0.04795 0.03865 -0.0929 0.8016 0.1139
-4.250 -0.0619 0.04584 0.03624 -0.0927 0.7952 0.1155
-4.000 -0.0344 0.04346 0.03347 -0.0936 0.7911 0.1180
-3.750 -0.0323 0.04245 0.03216 -0.0901 0.7801 0.1202
-3.500 -0.0071 0.04064 0.02995 -0.0901 0.7749 0.1234
-3.250 0.0184 0.03970 0.02893 -0.0899 0.7693 0.1259
-3.000 0.0290 0.03915 0.02823 -0.0874 0.7600 0.1280
-2.750 0.0586 0.03790 0.02665 -0.0877 0.7554 0.1326
-2.500 0.0796 0.03706 0.02551 -0.0867 0.7489 0.1370
-2.250 0.0951 0.03679 0.02523 -0.0848 0.7407 0.1402
-2.000 0.1272 0.03588 0.02412 -0.0853 0.7364 0.1455
-1.750 0.1491 0.03541 0.02338 -0.0843 0.7301 0.1517
-1.500 0.1645 0.03534 0.02336 -0.0825 0.7221 0.1564
-1.250 0.1983 0.03465 0.02245 -0.0831 0.7178 0.1648
-1.000 0.2271 0.03422 0.02200 -0.0832 0.7130 0.1734
-0.750 0.2378 0.03453 0.02224 -0.0807 0.7039 0.1809
-0.500 0.2745 0.03402 0.02169 -0.0820 0.6997 0.1935
-0.250 0.3163 0.03341 0.02100 -0.0840 0.6967 0.2098
0.000 0.3163 0.03428 0.02187 -0.0801 0.6862 0.2184
0.250 0.3491 0.03400 0.02160 -0.0808 0.6818 0.2359
0.500 0.3878 0.03353 0.02111 -0.0822 0.6787 0.2584
0.750 0.3868 0.03449 0.02217 -0.0784 0.6685 0.2691
1.000 0.4153 0.03435 0.02210 -0.0784 0.6637 0.2940
1.250 0.4504 0.03388 0.02182 -0.0794 0.6606 0.3291
1.750 0.4884 0.03357 0.02343 -0.0778 0.6469 0.7142
2.250 0.6094 0.03361 0.02297 -0.0890 0.6411 1.0000
2.500 0.5879 0.03570 0.02504 -0.0824 0.6300 1.0000
2.750 0.6098 0.03623 0.02542 -0.0815 0.6255 1.0000
3.000 0.6423 0.03637 0.02541 -0.0819 0.6226 1.0000
3.500 0.6366 0.03941 0.02835 -0.0741 0.6065 1.0000
3.750 0.6673 0.03959 0.02842 -0.0742 0.6036 1.0000
4.250 0.6584 0.04358 0.03236 -0.0676 0.5874 1.0000
4.500 0.6888 0.04367 0.03237 -0.0674 0.5847 1.0000
5.000 0.6837 0.04806 0.03674 -0.0624 0.5682 1.0000
5.250 0.7184 0.04771 0.03634 -0.0623 0.5656 1.0000
5.750 0.7382 0.04987 0.03846 -0.0586 0.5482 1.0000
6.250 0.7688 0.05095 0.03950 -0.0552 0.5306 1.0000
6.750 0.7907 0.05307 0.04163 -0.0520 0.5137 1.0000
7.250 0.8108 0.05553 0.04413 -0.0490 0.4970 1.0000
7.500 0.8473 0.05443 0.04304 -0.0483 0.4939 1.0000
7.750 0.8342 0.05766 0.04631 -0.0462 0.4801 1.0000
8.000 0.8703 0.05648 0.04515 -0.0454 0.4768 1.0000
8.250 0.8605 0.05945 0.04817 -0.0435 0.4627 1.0000
8.500 0.8972 0.05803 0.04679 -0.0425 0.4594 1.0000
8.750 0.8886 0.06096 0.04977 -0.0408 0.4449 1.0000
9.000 0.9255 0.05936 0.04821 -0.0397 0.4418 1.0000
9.250 0.9182 0.06219 0.05111 -0.0381 0.4267 1.0000
9.750 0.9485 0.06324 0.05225 -0.0355 0.4082 1.0000
10.250 0.9562 0.06691 0.05603 -0.0330 0.3837 1.0000
10.500 0.9731 0.06725 0.05642 -0.0317 0.3746 1.0000
11.000 1.0007 0.06878 0.05805 -0.0294 0.3563 1.0000
11.500 0.9987 0.07429 0.06365 -0.0280 0.3327 1.0000
11.750 1.0145 0.07487 0.06428 -0.0269 0.3252 1.0000
12.250 1.0333 0.07789 0.06741 -0.0253 0.3087 1.0000
12.750 1.0475 0.08172 0.07134 -0.0241 0.2931 1.0000
13.250 1.0564 0.08650 0.07624 -0.0233 0.2780 1.0000
13.500 1.1023 0.08249 0.07223 -0.0211 0.2747 1.0000
13.750 1.0648 0.09132 0.08118 -0.0227 0.2627 1.0000
14.000 1.1263 0.08447 0.07426 -0.0194 0.2586 1.0000
14.250 1.0797 0.09483 0.08478 -0.0217 0.2468 1.0000
14.500 1.1463 0.08681 0.07661 -0.0179 0.2408 1.0000
14.750 1.1023 0.09678 0.08678 -0.0203 0.2301 1.0000
15.000 1.1604 0.09026 0.08009 -0.0170 0.2241 1.0000
15.250 1.1018 0.10292 0.09304 -0.0207 0.2139 1.0000
15.500 1.1484 0.09821 0.08826 -0.0178 0.2090 1.0000
15.750 1.0778 0.11376 0.10405 -0.0234 0.1981 1.0000
16.000 1.1145 0.11030 0.10059 -0.0209 0.1935 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)