GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.27 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe480-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe480-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2906 0.11866 0.11183 -0.0364 1.0000 0.1395
-9.000 -0.3141 0.11907 0.11239 -0.0341 1.0000 0.1400
-8.750 -0.3384 0.11938 0.11285 -0.0316 1.0000 0.1402
-8.500 -0.3113 0.11345 0.10690 -0.0292 0.9998 0.1427
-8.250 -0.2882 0.10958 0.10299 -0.0321 0.9936 0.1481
-8.000 -0.2887 0.10799 0.10141 -0.0391 0.9818 0.1542
-7.750 -0.2728 0.10382 0.09724 -0.0423 0.9742 0.1565
-7.500 -0.2490 0.09981 0.09318 -0.0436 0.9678 0.1603
-7.250 -0.2355 0.09684 0.09019 -0.0470 0.9593 0.1646
-7.000 -0.2415 0.09516 0.08852 -0.0550 0.9431 0.1697
-6.750 -0.2204 0.09085 0.08420 -0.0560 0.9373 0.1722
-6.500 -0.2003 0.08771 0.08103 -0.0564 0.9304 0.1773
-6.250 -0.1953 0.08539 0.07863 -0.0660 0.9175 0.1855
-5.750 -0.1645 0.07022 0.06291 -0.0825 0.8978 0.1116
-5.500 -0.1431 0.06681 0.05938 -0.0853 0.8907 0.1112
-5.250 -0.1209 0.06356 0.05602 -0.0878 0.8840 0.1104
-5.000 -0.1039 0.06074 0.05310 -0.0890 0.8753 0.1089
-4.750 -0.0731 0.05693 0.04907 -0.0935 0.8704 0.1069
-4.500 -0.0596 0.05425 0.04621 -0.0942 0.8603 0.1055
-4.250 -0.0296 0.05094 0.04258 -0.0977 0.8545 0.1057
-4.000 -0.0073 0.04845 0.03980 -0.0991 0.8468 0.1067
-3.750 0.0175 0.04599 0.03703 -0.1005 0.8392 0.1068
-3.500 0.0522 0.04324 0.03388 -0.1033 0.8347 0.1062
-3.250 0.0689 0.04167 0.03202 -0.1025 0.8249 0.1060
-3.000 0.1009 0.03963 0.02960 -0.1040 0.8193 0.1061
-2.750 0.1287 0.03812 0.02774 -0.1046 0.8127 0.1074
-2.500 0.1527 0.03697 0.02624 -0.1043 0.8045 0.1094
-2.250 0.1891 0.03547 0.02431 -0.1058 0.7999 0.1112
-2.000 0.2085 0.03479 0.02335 -0.1045 0.7905 0.1118
-1.750 0.2402 0.03377 0.02221 -0.1051 0.7846 0.1130
-1.500 0.2703 0.03300 0.02131 -0.1054 0.7783 0.1145
-1.250 0.2936 0.03258 0.02077 -0.1047 0.7696 0.1161
-1.000 0.3301 0.03181 0.01986 -0.1057 0.7649 0.1198
-0.750 0.3480 0.03175 0.01967 -0.1041 0.7548 0.1234
-0.500 0.3827 0.03119 0.01898 -0.1048 0.7491 0.1281
-0.250 0.4089 0.03100 0.01874 -0.1044 0.7413 0.1318
0.000 0.4369 0.03074 0.01839 -0.1041 0.7335 0.1365
0.250 0.4748 0.03013 0.01772 -0.1052 0.7291 0.1433
0.500 0.4895 0.03044 0.01805 -0.1033 0.7180 0.1506
0.750 0.5247 0.02997 0.01758 -0.1040 0.7127 0.1690
1.000 0.5419 0.03015 0.01789 -0.1024 0.7026 0.1909
1.250 0.5742 0.02940 0.01756 -0.1030 0.6964 0.2682
1.750 0.6352 0.02811 0.01772 -0.1036 0.6805 1.0000
2.000 0.6689 0.02806 0.01743 -0.1039 0.6750 1.0000
2.250 0.6813 0.02882 0.01810 -0.1017 0.6637 1.0000
2.500 0.7173 0.02865 0.01774 -0.1023 0.6587 1.0000
2.750 0.7268 0.02955 0.01858 -0.0997 0.6468 1.0000
3.000 0.7625 0.02935 0.01825 -0.1002 0.6417 1.0000
3.250 0.7717 0.03028 0.01915 -0.0976 0.6299 1.0000
3.500 0.8076 0.03004 0.01879 -0.0981 0.6247 1.0000
3.750 0.8161 0.03101 0.01976 -0.0955 0.6129 1.0000
4.000 0.8528 0.03070 0.01937 -0.0960 0.6077 1.0000
4.250 0.8605 0.03173 0.02040 -0.0933 0.5959 1.0000
4.500 0.8983 0.03133 0.01994 -0.0940 0.5906 1.0000
4.750 0.9047 0.03242 0.02106 -0.0912 0.5787 1.0000
5.000 0.9337 0.03243 0.02104 -0.0908 0.5716 1.0000
5.250 0.9488 0.03311 0.02174 -0.0890 0.5614 1.0000
5.500 0.9716 0.03343 0.02207 -0.0880 0.5532 1.0000
5.750 0.9921 0.03385 0.02251 -0.0867 0.5441 1.0000
6.000 1.0102 0.03443 0.02311 -0.0852 0.5351 1.0000
6.250 1.0342 0.03468 0.02339 -0.0843 0.5267 1.0000
6.500 1.0475 0.03551 0.02426 -0.0824 0.5171 1.0000
6.750 1.0743 0.03564 0.02444 -0.0818 0.5093 1.0000
7.000 1.0821 0.03672 0.02558 -0.0793 0.4993 1.0000
7.250 1.1119 0.03673 0.02561 -0.0790 0.4919 1.0000
7.500 1.1141 0.03815 0.02712 -0.0760 0.4817 1.0000
7.750 1.1457 0.03806 0.02709 -0.0759 0.4746 1.0000
8.000 1.1432 0.03982 0.02894 -0.0727 0.4642 1.0000
8.250 1.1763 0.03964 0.02881 -0.0727 0.4574 1.0000
8.500 1.1689 0.04182 0.03109 -0.0693 0.4470 1.0000
8.750 1.2031 0.04153 0.03088 -0.0692 0.4404 1.0000
9.000 1.1903 0.04422 0.03369 -0.0659 0.4299 1.0000
9.250 1.2242 0.04390 0.03345 -0.0657 0.4237 1.0000
9.500 1.2059 0.04724 0.03691 -0.0625 0.4132 1.0000
9.750 1.2395 0.04683 0.03660 -0.0621 0.4072 1.0000
10.000 1.2143 0.05106 0.04096 -0.0592 0.3964 1.0000
10.250 1.2467 0.05062 0.04063 -0.0586 0.3907 1.0000
10.500 1.2131 0.05614 0.04626 -0.0564 0.3795 1.0000
10.750 1.2472 0.05531 0.04555 -0.0556 0.3742 1.0000
11.000 1.2032 0.06261 0.05294 -0.0543 0.3620 1.0000
11.250 1.2514 0.05976 0.05024 -0.0530 0.3573 1.0000
11.500 1.1956 0.06918 0.05974 -0.0528 0.3442 1.0000
11.750 1.2538 0.06386 0.05452 -0.0504 0.3367 1.0000
12.000 1.2588 0.06518 0.05593 -0.0491 0.3249 1.0000
12.250 1.2115 0.07420 0.06505 -0.0498 0.3128 1.0000
12.500 1.2412 0.07200 0.06294 -0.0477 0.3020 1.0000
12.750 1.2649 0.07105 0.06211 -0.0461 0.2922 1.0000
13.000 1.2230 0.07995 0.07113 -0.0475 0.2808 1.0000
13.250 1.2546 0.07767 0.06896 -0.0455 0.2719 1.0000
13.500 1.2455 0.08172 0.07313 -0.0456 0.2611 1.0000
13.750 1.2189 0.08890 0.08042 -0.0471 0.2495 1.0000
14.000 1.2311 0.08948 0.08111 -0.0462 0.2382 1.0000
14.250 1.2480 0.08911 0.08082 -0.0449 0.2253 1.0000
14.500 1.2530 0.09080 0.08256 -0.0444 0.2113 1.0000
14.750 1.2417 0.09557 0.08742 -0.0455 0.1974 1.0000
15.000 1.2327 0.10009 0.09200 -0.0465 0.1832 1.0000
15.250 1.2273 0.10410 0.09605 -0.0474 0.1689 1.0000
15.500 1.2231 0.10802 0.09997 -0.0483 0.1554 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)