GOE 478 AIRFOIL (goe478-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 478 AIRFOIL (goe478-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.16 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe478-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe478-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2968 0.12549 0.11803 -0.0404 1.0000 0.1388
-9.750 -0.3092 0.12413 0.11679 -0.0397 1.0000 0.1391
-9.500 -0.3216 0.12272 0.11550 -0.0384 1.0000 0.1392
-9.250 -0.3273 0.12057 0.11347 -0.0365 1.0000 0.1395
-9.000 -0.3283 0.11812 0.11108 -0.0343 1.0000 0.1399
-8.750 -0.3364 0.11638 0.10943 -0.0322 1.0000 0.1401
-8.500 -0.3490 0.11490 0.10804 -0.0303 1.0000 0.1400
-8.000 -0.3576 0.10197 0.09499 -0.0374 0.9928 0.0881
-7.750 -0.3474 0.09855 0.09158 -0.0397 0.9869 0.0872
-7.500 -0.3426 0.09494 0.08798 -0.0429 0.9806 0.0866
-7.250 -0.3414 0.09132 0.08437 -0.0458 0.9731 0.0858
-7.000 -0.3391 0.08721 0.08023 -0.0496 0.9654 0.0852
-6.750 -0.3338 0.08255 0.07553 -0.0541 0.9583 0.0843
-6.500 -0.3343 0.07799 0.07091 -0.0572 0.9503 0.0832
-6.250 -0.3306 0.07168 0.06441 -0.0627 0.9434 0.0813
-6.000 -0.3383 0.06413 0.05641 -0.0667 0.9338 0.0794
-5.750 -0.3202 0.05969 0.05168 -0.0698 0.9276 0.0792
-5.500 -0.3094 0.05589 0.04757 -0.0705 0.9181 0.0792
-5.250 -0.2838 0.05266 0.04409 -0.0728 0.9113 0.0802
-5.000 -0.2656 0.05079 0.04208 -0.0727 0.9024 0.0817
-4.750 -0.2416 0.04814 0.03913 -0.0740 0.8955 0.0834
-4.500 -0.2154 0.04527 0.03582 -0.0754 0.8901 0.0848
-4.250 -0.2009 0.04314 0.03333 -0.0742 0.8817 0.0856
-4.000 -0.1716 0.04067 0.03035 -0.0752 0.8762 0.0870
-3.750 -0.1456 0.03884 0.02808 -0.0754 0.8700 0.0892
-3.500 -0.1242 0.03804 0.02727 -0.0747 0.8619 0.0919
-3.250 -0.0899 0.03672 0.02567 -0.0759 0.8567 0.0961
-3.000 -0.0662 0.03554 0.02409 -0.0751 0.8489 0.0992
-2.750 -0.0382 0.03468 0.02325 -0.0752 0.8416 0.1027
-2.500 0.0004 0.03366 0.02201 -0.0768 0.8369 0.1100
-2.250 0.0188 0.03317 0.02152 -0.0752 0.8269 0.1150
-1.750 0.0857 0.03179 0.02004 -0.0766 0.8136 0.1360
-1.500 0.1140 0.03135 0.01961 -0.0765 0.8049 0.1510
-1.250 0.1562 0.03067 0.01897 -0.0785 0.8002 0.1758
-1.000 0.1737 0.03054 0.01882 -0.0767 0.7886 0.1984
-0.750 0.2129 0.02987 0.01821 -0.0783 0.7831 0.2366
-0.500 0.2321 0.02960 0.01813 -0.0769 0.7722 0.2729
-0.250 0.2670 0.02877 0.01765 -0.0778 0.7657 0.3303
0.000 0.2876 0.02817 0.01759 -0.0765 0.7558 0.4178
0.250 0.3810 0.02660 0.01738 -0.0871 0.7519 1.0000
0.500 0.4180 0.02644 0.01692 -0.0880 0.7454 1.0000
0.750 0.4310 0.02685 0.01714 -0.0854 0.7326 1.0000
1.000 0.4674 0.02671 0.01677 -0.0863 0.7263 1.0000
1.250 0.4789 0.02720 0.01713 -0.0835 0.7133 1.0000
1.500 0.5149 0.02707 0.01681 -0.0843 0.7071 1.0000
1.750 0.5247 0.02767 0.01731 -0.0813 0.6939 1.0000
2.000 0.5602 0.02755 0.01704 -0.0820 0.6879 1.0000
2.250 0.5681 0.02826 0.01768 -0.0789 0.6747 1.0000
2.500 0.6036 0.02813 0.01742 -0.0796 0.6690 1.0000
2.750 0.6097 0.02894 0.01819 -0.0763 0.6560 1.0000
3.000 0.6455 0.02879 0.01793 -0.0770 0.6507 1.0000
3.250 0.6502 0.02971 0.01882 -0.0736 0.6381 1.0000
3.500 0.6867 0.02950 0.01853 -0.0743 0.6331 1.0000
3.750 0.6902 0.03052 0.01953 -0.0709 0.6209 1.0000
4.000 0.7192 0.03059 0.01954 -0.0707 0.6144 1.0000
4.250 0.7304 0.03131 0.02025 -0.0682 0.6042 1.0000
4.500 0.7606 0.03132 0.02022 -0.0681 0.5979 1.0000
4.750 0.7723 0.03202 0.02092 -0.0657 0.5879 1.0000
5.000 0.8070 0.03182 0.02068 -0.0661 0.5819 1.0000
5.250 0.8180 0.03252 0.02139 -0.0636 0.5714 1.0000
5.500 0.8513 0.03231 0.02114 -0.0637 0.5642 1.0000
5.750 0.8683 0.03273 0.02158 -0.0618 0.5540 1.0000
6.000 0.8957 0.03275 0.02159 -0.0612 0.5452 1.0000
6.250 0.9219 0.03282 0.02166 -0.0604 0.5357 1.0000
6.500 0.9415 0.03321 0.02206 -0.0589 0.5257 1.0000
6.750 0.9765 0.03295 0.02179 -0.0592 0.5162 1.0000
7.000 0.9861 0.03376 0.02263 -0.0565 0.5050 1.0000
7.250 1.0325 0.03314 0.02197 -0.0582 0.4954 1.0000
7.500 1.0282 0.03443 0.02335 -0.0539 0.4831 1.0000
7.750 1.0526 0.03463 0.02355 -0.0529 0.4721 1.0000
8.000 1.0709 0.03501 0.02397 -0.0512 0.4601 1.0000
8.250 1.0737 0.03607 0.02511 -0.0479 0.4478 1.0000
8.500 1.0966 0.03623 0.02527 -0.0467 0.4360 1.0000
8.750 1.1049 0.03699 0.02608 -0.0440 0.4232 1.0000
9.000 1.1055 0.03822 0.02741 -0.0408 0.4102 1.0000
9.250 1.1160 0.03893 0.02815 -0.0386 0.3973 1.0000
9.500 1.1326 0.03926 0.02848 -0.0369 0.3843 1.0000
9.750 1.1321 0.04063 0.02994 -0.0340 0.3703 1.0000
10.000 1.1322 0.04210 0.03147 -0.0315 0.3561 1.0000
10.250 1.1357 0.04342 0.03286 -0.0293 0.3420 1.0000
10.500 1.1405 0.04467 0.03412 -0.0273 0.3275 1.0000
10.750 1.1458 0.04591 0.03536 -0.0254 0.3130 1.0000
11.000 1.1510 0.04720 0.03662 -0.0236 0.2983 1.0000
11.250 1.1566 0.04851 0.03788 -0.0220 0.2839 1.0000
11.500 1.1619 0.04994 0.03926 -0.0204 0.2701 1.0000
11.750 1.1617 0.05208 0.04141 -0.0191 0.2568 1.0000
12.000 1.1632 0.05414 0.04347 -0.0178 0.2444 1.0000
12.250 1.1683 0.05591 0.04518 -0.0167 0.2333 1.0000
12.500 1.1732 0.05774 0.04697 -0.0156 0.2228 1.0000
12.750 1.1724 0.06038 0.04968 -0.0148 0.2129 1.0000
13.000 1.1804 0.06199 0.05120 -0.0139 0.2040 1.0000
13.250 1.1777 0.06502 0.05437 -0.0134 0.1952 1.0000
13.500 1.1850 0.06686 0.05615 -0.0126 0.1876 1.0000
13.750 1.1819 0.07013 0.05957 -0.0124 0.1801 1.0000
14.000 1.1922 0.07165 0.06100 -0.0116 0.1733 1.0000
14.250 1.1839 0.07580 0.06539 -0.0119 0.1672 1.0000
14.500 1.1926 0.07761 0.06718 -0.0114 0.1611 1.0000
14.750 1.1892 0.08129 0.07101 -0.0117 0.1562 1.0000
15.000 1.1803 0.08584 0.07575 -0.0125 0.1513 1.0000
15.250 1.1924 0.08726 0.07714 -0.0120 0.1466 1.0000
15.500 1.1820 0.09225 0.08230 -0.0131 0.1429 1.0000
15.750 1.1521 0.10067 0.09104 -0.0162 0.1395 1.0000
16.000 1.1307 0.10806 0.09862 -0.0191 0.1361 1.0000
16.250 1.1484 0.10848 0.09901 -0.0182 0.1329 1.0000
16.500 1.0028 0.14344 0.13433 -0.0372 0.1276 1.0000
16.750 0.9775 0.15453 0.14543 -0.0429 0.1232 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 478 AIRFOIL (goe478-il)