GOE 478 AIRFOIL (goe478-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 478 AIRFOIL (goe478-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.71 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe478-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe478-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 478 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2775 0.12089 0.11378 -0.0308 1.0000 0.2142
-9.000 -0.3005 0.12137 0.11441 -0.0288 1.0000 0.2188
-8.750 -0.3399 0.12357 0.11679 -0.0264 1.0000 0.2204
-8.500 -0.3152 0.11769 0.11092 -0.0243 1.0000 0.2238
-8.250 -0.3113 0.11539 0.10867 -0.0218 1.0000 0.2290
-8.000 -0.3262 0.11477 0.10815 -0.0195 1.0000 0.2347
-7.750 -0.3639 0.11610 0.10963 -0.0172 1.0000 0.2379
-7.500 -0.3579 0.11242 0.10600 -0.0153 1.0000 0.2417
-7.250 -0.3487 0.10978 0.10340 -0.0130 1.0000 0.2487
-7.000 -0.3751 0.10974 0.10346 -0.0107 1.0000 0.2549
-6.750 -0.4215 0.11089 0.10476 -0.0076 1.0000 0.2568
-6.500 -0.3804 0.10509 0.09894 -0.0063 1.0000 0.2659
-6.250 -0.4027 0.10442 0.09837 -0.0036 1.0000 0.2724
-6.000 -0.4595 0.10550 0.09959 -0.0024 1.0000 0.2760
-5.750 -0.4210 0.10040 0.09450 0.0014 1.0000 0.2847
-5.500 -0.4512 0.09976 0.09396 0.0027 1.0000 0.2936
-5.250 -0.4512 0.09670 0.09097 0.0049 1.0000 0.2998
-5.000 -0.4565 0.09486 0.08917 0.0067 1.0000 0.3110
-4.750 -0.4632 0.09225 0.08664 0.0083 1.0000 0.3197
-4.500 -0.4815 0.09070 0.08513 0.0078 1.0000 0.3353
-4.250 -0.4678 0.08782 0.08232 0.0124 1.0000 0.3434
-4.000 -0.4746 0.08558 0.08015 0.0138 1.0000 0.3591
-3.750 -0.4793 0.08353 0.07814 0.0155 1.0000 0.3771
-3.500 -0.4811 0.08150 0.07618 0.0180 1.0000 0.3966
-3.250 -0.4810 0.07953 0.07429 0.0215 1.0000 0.4177
-3.000 -0.4803 0.07780 0.07264 0.0256 1.0000 0.4417
-2.750 -0.4762 0.07621 0.07112 0.0298 0.9977 0.4792
-2.500 -0.3395 0.05843 0.05126 -0.0291 0.9836 0.2170
-2.250 -0.2844 0.05293 0.04481 -0.0373 0.9716 0.1817
-2.000 -0.2431 0.05061 0.04208 -0.0414 0.9586 0.1793
-1.750 -0.2050 0.04880 0.03981 -0.0445 0.9459 0.1794
-1.500 -0.1678 0.04729 0.03783 -0.0470 0.9332 0.1801
-1.250 -0.1289 0.04625 0.03623 -0.0495 0.9214 0.1839
-1.000 -0.0903 0.04548 0.03539 -0.0520 0.9097 0.1922
-0.750 -0.0639 0.04493 0.03451 -0.0523 0.8972 0.2001
-0.500 -0.0306 0.04449 0.03399 -0.0537 0.8860 0.2139
-0.250 0.0070 0.04408 0.03340 -0.0557 0.8753 0.2353
0.000 0.0300 0.04376 0.03304 -0.0553 0.8640 0.2591
0.250 0.0834 0.04324 0.03272 -0.0595 0.8550 0.3208
0.500 0.0986 0.04313 0.03283 -0.0583 0.8441 0.3709
0.750 0.1807 0.04101 0.03283 -0.0668 0.8355 1.0000
1.000 0.1927 0.04192 0.03334 -0.0652 0.8245 1.0000
1.250 0.2238 0.04299 0.03404 -0.0663 0.8156 1.0000
1.500 0.2382 0.04401 0.03484 -0.0653 0.8058 1.0000
1.750 0.2667 0.04511 0.03570 -0.0660 0.7971 1.0000
2.000 0.2784 0.04624 0.03668 -0.0647 0.7882 1.0000
2.250 0.3119 0.04738 0.03762 -0.0661 0.7801 1.0000
2.500 0.3151 0.04865 0.03880 -0.0639 0.7714 1.0000
2.750 0.3569 0.04974 0.03973 -0.0661 0.7636 1.0000
3.000 0.3511 0.05122 0.04115 -0.0631 0.7555 1.0000
3.250 0.3810 0.05240 0.04221 -0.0640 0.7472 1.0000
3.500 0.3892 0.05390 0.04364 -0.0626 0.7394 1.0000
3.750 0.4058 0.05526 0.04494 -0.0621 0.7312 1.0000
4.000 0.4279 0.05663 0.04624 -0.0621 0.7224 1.0000
4.250 0.4363 0.05818 0.04775 -0.0610 0.7142 1.0000
4.500 0.4647 0.05945 0.04896 -0.0615 0.7044 1.0000
4.750 0.4716 0.06104 0.05053 -0.0602 0.6952 1.0000
5.000 0.4950 0.06237 0.05182 -0.0601 0.6845 1.0000
5.250 0.5165 0.06366 0.05309 -0.0600 0.6737 1.0000
5.500 0.5244 0.06530 0.05472 -0.0587 0.6625 1.0000
5.750 0.5586 0.06628 0.05569 -0.0593 0.6507 1.0000
6.000 0.5712 0.06774 0.05716 -0.0584 0.6385 1.0000
6.250 0.5790 0.06950 0.05893 -0.0572 0.6264 1.0000
6.500 0.6023 0.07067 0.06011 -0.0569 0.6132 1.0000
6.750 0.6372 0.07131 0.06077 -0.0571 0.6000 1.0000
7.000 0.6569 0.07245 0.06194 -0.0564 0.5861 1.0000
7.250 0.6595 0.07459 0.06410 -0.0550 0.5723 1.0000
7.500 0.6727 0.07621 0.06576 -0.0541 0.5578 1.0000
7.750 0.6906 0.07762 0.06721 -0.0533 0.5434 1.0000
8.000 0.7157 0.07849 0.06813 -0.0526 0.5286 1.0000
8.250 0.7632 0.07761 0.06732 -0.0520 0.5147 1.0000
8.500 0.7650 0.08000 0.06976 -0.0508 0.4991 1.0000
8.750 0.7593 0.08327 0.07306 -0.0497 0.4841 1.0000
9.000 0.7657 0.08561 0.07545 -0.0488 0.4694 1.0000
9.250 0.7848 0.08686 0.07676 -0.0477 0.4552 1.0000
9.500 0.8396 0.08446 0.07446 -0.0461 0.4420 1.0000
9.750 0.8221 0.08924 0.07927 -0.0456 0.4273 1.0000
10.000 0.8048 0.09435 0.08441 -0.0455 0.4144 1.0000
10.250 0.8173 0.09634 0.08646 -0.0447 0.4017 1.0000
10.500 0.8601 0.09471 0.08493 -0.0427 0.3885 1.0000
10.750 0.8290 0.10185 0.09208 -0.0438 0.3770 1.0000
11.000 0.8252 0.10586 0.09613 -0.0439 0.3658 1.0000
11.250 0.8509 0.10613 0.09647 -0.0423 0.3528 1.0000
11.500 0.8966 0.10313 0.09358 -0.0393 0.3386 1.0000
11.750 0.8345 0.11551 0.10592 -0.0435 0.3318 1.0000
12.000 0.8545 0.11640 0.10687 -0.0423 0.3191 1.0000
12.250 1.2115 0.06526 0.05598 -0.0222 0.2883 1.0000
12.500 1.2542 0.06363 0.05428 -0.0209 0.2723 1.0000
12.750 0.8725 0.12541 0.11604 -0.0420 0.2885 1.0000
13.000 0.8414 0.13446 0.12510 -0.0457 0.2855 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 478 AIRFOIL (goe478-il)