GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.14 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe480-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe480-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 480 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3174 0.10974 0.10513 -0.0251 1.0000 0.1071
-8.250 -0.3345 0.10940 0.10488 -0.0227 1.0000 0.1092
-8.000 -0.3561 0.10978 0.10530 -0.0364 0.9870 0.1125
-7.750 -0.3148 0.10237 0.09785 -0.0345 0.9868 0.1147
-7.500 -0.2838 0.09834 0.09378 -0.0370 0.9830 0.1183
-7.250 -0.2705 0.09548 0.09091 -0.0412 0.9745 0.1231
-7.000 -0.2775 0.09265 0.08806 -0.0574 0.9581 0.1280
-6.750 -0.2466 0.08848 0.08391 -0.0523 0.9572 0.1306
-6.500 -0.2258 0.08555 0.08096 -0.0537 0.9503 0.1350
-6.250 -0.2205 0.08229 0.07755 -0.0711 0.9348 0.1436
-6.000 -0.1994 0.07845 0.07378 -0.0671 0.9301 0.1453
-5.750 -0.1705 0.07537 0.07068 -0.0677 0.9259 0.1498
-5.500 -0.1604 0.07235 0.06748 -0.0788 0.9128 0.1604
-5.250 -0.1325 0.06893 0.06413 -0.0770 0.9095 0.1635
-5.000 -0.1141 0.06668 0.06185 -0.0778 0.9018 0.1694
-4.750 -0.0903 0.06307 0.05809 -0.0848 0.8934 0.1789
-4.500 -0.0648 0.06159 0.05637 -0.0898 0.8847 0.1925
-4.250 -0.0457 0.05791 0.05276 -0.0895 0.8781 0.1958
-4.000 -0.0046 0.05484 0.04953 -0.0955 0.8744 0.2118
-3.750 0.0021 0.05325 0.04802 -0.0921 0.8640 0.2151
-3.500 0.0393 0.05042 0.04505 -0.0966 0.8593 0.2308
-3.250 0.0813 0.04759 0.04210 -0.1009 0.8563 0.2481
-3.000 0.0891 0.04677 0.04119 -0.0992 0.8441 0.2639
-2.750 0.1255 0.04426 0.03866 -0.1012 0.8406 0.2832
-2.500 0.1719 0.03762 0.03031 -0.1090 0.8303 0.1599
-2.250 0.2099 0.03394 0.02625 -0.1108 0.8255 0.1406
-2.000 0.2524 0.03145 0.02345 -0.1131 0.8222 0.1352
-1.750 0.2666 0.03081 0.02258 -0.1109 0.8109 0.1345
-1.500 0.3074 0.02920 0.02067 -0.1125 0.8066 0.1344
-1.250 0.3299 0.02848 0.01971 -0.1114 0.7977 0.1333
-1.000 0.3639 0.02743 0.01843 -0.1118 0.7913 0.1333
-0.750 0.4057 0.02622 0.01705 -0.1134 0.7874 0.1348
-0.500 0.4214 0.02620 0.01698 -0.1112 0.7760 0.1368
-0.250 0.4606 0.02537 0.01599 -0.1123 0.7712 0.1419
0.000 0.4797 0.02521 0.01586 -0.1106 0.7610 0.1453
0.250 0.5144 0.02448 0.01519 -0.1111 0.7551 0.1507
0.500 0.5385 0.02432 0.01503 -0.1101 0.7464 0.1572
0.750 0.5679 0.02384 0.01464 -0.1097 0.7388 0.1683
1.000 0.6069 0.02302 0.01389 -0.1107 0.7345 0.1961
1.250 0.6580 0.02081 0.01378 -0.1154 0.7239 1.0000
1.500 0.6934 0.02060 0.01328 -0.1157 0.7182 1.0000
1.750 0.7098 0.02112 0.01371 -0.1137 0.7070 1.0000
2.000 0.7444 0.02091 0.01332 -0.1140 0.7010 1.0000
2.250 0.7612 0.02142 0.01378 -0.1120 0.6898 1.0000
2.500 0.7957 0.02120 0.01340 -0.1124 0.6837 1.0000
2.750 0.8125 0.02170 0.01388 -0.1104 0.6725 1.0000
3.000 0.8476 0.02143 0.01347 -0.1108 0.6662 1.0000
3.250 0.8640 0.02193 0.01397 -0.1088 0.6548 1.0000
3.500 0.9001 0.02161 0.01351 -0.1094 0.6487 1.0000
3.750 0.9156 0.02213 0.01406 -0.1072 0.6370 1.0000
4.000 0.9472 0.02200 0.01385 -0.1072 0.6297 1.0000
4.250 0.9677 0.02229 0.01414 -0.1057 0.6191 1.0000
4.500 0.9929 0.02244 0.01426 -0.1049 0.6101 1.0000
4.750 1.0203 0.02246 0.01424 -0.1044 0.6011 1.0000
5.000 1.0413 0.02279 0.01459 -0.1030 0.5910 1.0000
5.250 1.0734 0.02265 0.01436 -0.1031 0.5830 1.0000
5.500 1.0914 0.02311 0.01489 -0.1013 0.5719 1.0000
5.750 1.1243 0.02300 0.01468 -0.1016 0.5640 1.0000
6.000 1.1426 0.02344 0.01519 -0.0999 0.5528 1.0000
6.250 1.1661 0.02374 0.01551 -0.0989 0.5429 1.0000
6.500 1.1951 0.02380 0.01552 -0.0987 0.5335 1.0000
6.750 1.2126 0.02437 0.01616 -0.0969 0.5224 1.0000
7.000 1.2428 0.02449 0.01623 -0.0969 0.5134 1.0000
7.250 1.2614 0.02497 0.01679 -0.0953 0.5023 1.0000
7.500 1.2820 0.02548 0.01735 -0.0940 0.4919 1.0000
7.750 1.3130 0.02561 0.01740 -0.0941 0.4825 1.0000
8.000 1.3264 0.02623 0.01816 -0.0917 0.4705 1.0000
8.250 1.3475 0.02655 0.01849 -0.0904 0.4589 1.0000
8.500 1.3746 0.02659 0.01843 -0.0899 0.4471 1.0000
8.750 1.3910 0.02694 0.01886 -0.0878 0.4348 1.0000
9.000 1.4054 0.02740 0.01941 -0.0856 0.4228 1.0000
9.250 1.4252 0.02767 0.01967 -0.0841 0.4110 1.0000
9.500 1.4475 0.02776 0.01969 -0.0829 0.3986 1.0000
9.750 1.4565 0.02817 0.02021 -0.0798 0.3858 1.0000
10.000 1.4653 0.02864 0.02076 -0.0767 0.3735 1.0000
10.250 1.4774 0.02903 0.02118 -0.0742 0.3617 1.0000
10.500 1.4910 0.02933 0.02146 -0.0718 0.3497 1.0000
10.750 1.4901 0.02996 0.02223 -0.0675 0.3383 1.0000
11.000 1.4906 0.03062 0.02297 -0.0634 0.3269 1.0000
11.250 1.4922 0.03128 0.02365 -0.0598 0.3147 1.0000
11.500 1.4922 0.03206 0.02444 -0.0562 0.3019 1.0000
11.750 1.4856 0.03325 0.02573 -0.0522 0.2884 1.0000
12.000 1.4775 0.03471 0.02727 -0.0486 0.2737 1.0000
12.250 1.4676 0.03650 0.02908 -0.0454 0.2569 1.0000
12.500 1.4541 0.03885 0.03148 -0.0424 0.2376 1.0000
12.750 1.4371 0.04184 0.03446 -0.0399 0.2149 1.0000
13.000 1.4180 0.04543 0.03794 -0.0378 0.1909 1.0000
13.250 1.3991 0.04940 0.04176 -0.0363 0.1689 1.0000
13.500 1.3825 0.05346 0.04565 -0.0351 0.1515 1.0000
13.750 1.3700 0.05736 0.04942 -0.0343 0.1378 1.0000
14.000 1.3611 0.06102 0.05298 -0.0337 0.1270 1.0000
14.250 1.3570 0.06429 0.05624 -0.0331 0.1177 1.0000
14.500 1.3561 0.06717 0.05903 -0.0324 0.1100 1.0000
14.750 1.3580 0.06976 0.06155 -0.0317 0.1033 1.0000
15.000 1.3648 0.07189 0.06369 -0.0308 0.0973 1.0000
15.250 1.3750 0.07360 0.06531 -0.0299 0.0919 1.0000
15.500 1.3871 0.07532 0.06706 -0.0289 0.0872 1.0000
15.750 1.3955 0.07751 0.06932 -0.0283 0.0832 1.0000
16.000 1.4270 0.07757 0.06918 -0.0265 0.0785 1.0000
16.250 1.4255 0.08096 0.07286 -0.0264 0.0764 1.0000
16.500 1.4265 0.08417 0.07626 -0.0264 0.0740 1.0000
16.750 1.4372 0.08641 0.07855 -0.0260 0.0715 1.0000
17.000 1.4652 0.08791 0.08000 -0.0248 0.0687 1.0000
17.250 1.4515 0.09258 0.08498 -0.0256 0.0680 1.0000
17.500 1.4358 0.09772 0.09042 -0.0269 0.0673 1.0000
17.750 1.4188 0.10329 0.09629 -0.0286 0.0668 1.0000
18.000 1.3995 0.10941 0.10269 -0.0309 0.0663 1.0000
18.250 1.3774 0.11629 0.10984 -0.0339 0.0662 1.0000
18.500 1.3503 0.12431 0.11814 -0.0380 0.0662 1.0000
18.750 1.3174 0.13390 0.12801 -0.0435 0.0666 1.0000
19.000 1.2796 0.14532 0.13968 -0.0505 0.0675 1.0000
19.250 1.2376 0.15876 0.15332 -0.0591 0.0685 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)