GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.24 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe480-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe480-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2554 0.12908 0.12157 -0.0382 1.0000 0.1704
-10.500 -0.2651 0.12903 0.12163 -0.0387 1.0000 0.1747
-10.250 -0.2896 0.13137 0.12415 -0.0394 1.0000 0.1761
-10.000 -0.2565 0.12271 0.11544 -0.0376 1.0000 0.1801
-9.750 -0.2512 0.12008 0.11287 -0.0365 1.0000 0.1851
-9.500 -0.2596 0.11937 0.11227 -0.0357 1.0000 0.1903
-9.250 -0.2869 0.12126 0.11436 -0.0345 1.0000 0.1926
-9.000 -0.2713 0.11592 0.10906 -0.0327 1.0000 0.1963
-8.750 -0.2695 0.11370 0.10690 -0.0302 1.0000 0.2013
-8.500 -0.2834 0.11332 0.10665 -0.0276 1.0000 0.2059
-8.250 -0.3121 0.11463 0.10812 -0.0246 1.0000 0.2086
-8.000 -0.3462 0.11640 0.11006 -0.0213 1.0000 0.2096
-7.750 -0.3264 0.11090 0.10458 -0.0195 1.0000 0.2136
-7.500 -0.3289 0.10912 0.10285 -0.0169 1.0000 0.2182
-7.250 -0.3457 0.10870 0.10254 -0.0142 1.0000 0.2225
-7.000 -0.3776 0.10961 0.10358 -0.0111 1.0000 0.2253
-6.750 -0.4152 0.11099 0.10510 -0.0096 1.0000 0.2267
-6.500 -0.3918 0.10555 0.09966 -0.0064 1.0000 0.2319
-6.250 -0.3991 0.10409 0.09827 -0.0041 1.0000 0.2378
-6.000 -0.4270 0.10431 0.09859 -0.0044 1.0000 0.2431
-5.750 -0.4271 0.10120 0.09554 -0.0023 1.0000 0.2475
-5.500 -0.4262 0.09907 0.09344 0.0001 1.0000 0.2556
-5.250 -0.4460 0.09829 0.09272 -0.0032 1.0000 0.2628
-5.000 -0.4371 0.09500 0.08947 0.0019 1.0000 0.2690
-4.750 -0.4481 0.09383 0.08831 -0.0019 1.0000 0.2805
-4.500 -0.4423 0.09075 0.08529 0.0029 1.0000 0.2862
-4.250 -0.4452 0.08890 0.08344 0.0005 1.0000 0.2992
-4.000 -0.4413 0.08647 0.08106 0.0040 1.0000 0.3078
-3.750 -0.4184 0.08416 0.07867 -0.0033 0.9926 0.3340
-3.500 -0.3956 0.08101 0.07554 -0.0032 0.9839 0.3545
-3.250 -0.3758 0.07867 0.07320 -0.0035 0.9751 0.3805
-3.000 -0.3567 0.07621 0.07075 -0.0042 0.9670 0.4100
-2.750 -0.3425 0.07405 0.06860 -0.0034 0.9583 0.4438
-2.500 -0.3308 0.07204 0.06663 -0.0006 0.9501 0.4817
-2.000 -0.3204 0.06836 0.06311 0.0109 0.9345 0.5857
-1.750 -0.3126 0.06637 0.06119 0.0180 0.9266 0.6432
-1.500 -0.3027 0.06438 0.05925 0.0241 0.9190 0.6975
-1.250 -0.0339 0.05489 0.04669 -0.0697 0.9009 0.2441
-1.000 0.0090 0.05278 0.04416 -0.0737 0.8920 0.2254
-0.750 0.0350 0.05148 0.04264 -0.0748 0.8829 0.2167
-0.500 0.0821 0.05035 0.04093 -0.0786 0.8738 0.2063
-0.250 0.1013 0.04983 0.04018 -0.0783 0.8642 0.2034
0.000 0.1482 0.04929 0.03926 -0.0817 0.8554 0.2038
0.250 0.1621 0.04926 0.03904 -0.0805 0.8452 0.2053
0.500 0.2004 0.04915 0.03860 -0.0825 0.8362 0.2074
0.750 0.2219 0.04926 0.03850 -0.0821 0.8262 0.2089
1.000 0.2506 0.04934 0.03845 -0.0827 0.8167 0.2121
1.250 0.2832 0.04955 0.03857 -0.0840 0.8070 0.2198
1.500 0.3070 0.05008 0.03894 -0.0841 0.7968 0.2290
1.750 0.3557 0.05015 0.03898 -0.0871 0.7873 0.2470
2.000 0.3651 0.05091 0.03977 -0.0856 0.7770 0.2596
2.250 0.4086 0.05081 0.04005 -0.0879 0.7674 0.3161
2.500 0.4371 0.04963 0.04031 -0.0886 0.7571 1.0000
2.750 0.4596 0.05086 0.04122 -0.0883 0.7467 1.0000
3.000 0.4906 0.05190 0.04202 -0.0889 0.7364 1.0000
3.250 0.4968 0.05347 0.04348 -0.0873 0.7257 1.0000
3.500 0.5335 0.05443 0.04427 -0.0883 0.7154 1.0000
3.750 0.5404 0.05603 0.04579 -0.0868 0.7045 1.0000
4.000 0.5571 0.05747 0.04716 -0.0862 0.6936 1.0000
4.250 0.5962 0.05826 0.04784 -0.0873 0.6834 1.0000
4.500 0.5918 0.06039 0.04994 -0.0851 0.6721 1.0000
4.750 0.6164 0.06167 0.05117 -0.0850 0.6615 1.0000
5.000 0.6376 0.06301 0.05248 -0.0847 0.6509 1.0000
5.250 0.6409 0.06512 0.05457 -0.0833 0.6401 1.0000
5.500 0.6761 0.06600 0.05542 -0.0838 0.6300 1.0000
5.750 0.6750 0.06839 0.05782 -0.0824 0.6195 1.0000
6.000 0.6873 0.07033 0.05976 -0.0817 0.6093 1.0000
6.250 0.7172 0.07144 0.06086 -0.0818 0.5996 1.0000
6.500 0.7080 0.07457 0.06400 -0.0804 0.5902 1.0000
6.750 0.7464 0.07532 0.06477 -0.0808 0.5807 1.0000
7.000 0.7270 0.07925 0.06873 -0.0795 0.5729 1.0000
7.250 0.7603 0.08035 0.06986 -0.0796 0.5636 1.0000
7.500 0.7429 0.08438 0.07392 -0.0787 0.5572 1.0000
7.750 0.7837 0.08519 0.07477 -0.0790 0.5479 1.0000
8.000 0.7620 0.08987 0.07949 -0.0785 0.5448 1.0000
8.250 0.7550 0.09370 0.08337 -0.0783 0.5420 1.0000
8.500 0.7534 0.09774 0.08746 -0.0788 0.5436 1.0000
8.750 0.7649 0.10172 0.09150 -0.0799 0.5473 1.0000
9.000 0.6820 0.11127 0.10115 -0.0827 0.6236 1.0000
9.250 0.7120 0.11497 0.10491 -0.0841 0.6157 1.0000
9.500 0.7026 0.11687 0.10685 -0.0830 0.6091 1.0000
9.750 0.7269 0.12017 0.11021 -0.0839 0.5997 1.0000
10.000 0.7222 0.12225 0.11232 -0.0832 0.5913 1.0000
10.250 0.7461 0.12574 0.11590 -0.0842 0.5832 1.0000
10.500 0.7416 0.12790 0.11810 -0.0836 0.5753 1.0000
10.750 0.7700 0.13178 0.12207 -0.0847 0.5659 1.0000
11.000 0.7607 0.13343 0.12376 -0.0840 0.5566 1.0000
11.250 0.7976 0.13855 0.12900 -0.0856 0.5484 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)