GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 35.76 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe482-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe482-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 482 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 0.1812 0.10772 0.10279 -0.1236 0.9068 0.1066
-10.000 0.2033 0.10446 0.09946 -0.1286 0.9030 0.1118
-9.750 0.1788 0.10719 0.10224 -0.1319 0.8893 0.1146
-9.500 0.2215 0.09930 0.09428 -0.1334 0.8868 0.1170
-9.250 0.2377 0.09665 0.09160 -0.1329 0.8773 0.1201
-9.000 0.2543 0.09406 0.08896 -0.1352 0.8705 0.1249
-8.750 0.2348 0.09570 0.09063 -0.1364 0.8573 0.1290
-8.500 0.2436 0.09246 0.08735 -0.1390 0.8510 0.1306
-8.250 0.2705 0.08843 0.08328 -0.1367 0.8421 0.1333
-8.000 0.2893 0.08584 0.08063 -0.1373 0.8349 0.1378
-7.750 0.2878 0.08507 0.07987 -0.1364 0.8237 0.1421
-7.500 0.2496 0.08805 0.08291 -0.1366 0.8103 0.1455
-7.250 0.2582 0.08463 0.07949 -0.1359 0.8016 0.1469
-7.000 0.3041 0.07952 0.07424 -0.1363 0.7980 0.1504
-6.750 0.3079 0.07846 0.07320 -0.1342 0.7873 0.1539
-6.500 0.3063 0.07760 0.07230 -0.1342 0.7797 0.1602
-6.250 0.2574 0.08099 0.07583 -0.1376 0.7648 0.1634
-6.000 0.2936 0.07549 0.07024 -0.1327 0.7619 0.1656
-5.750 0.2997 0.07418 0.06896 -0.1294 0.7524 0.1678
-5.500 0.3133 0.07234 0.06708 -0.1289 0.7461 0.1723
-5.000 0.3046 0.07037 0.06514 -0.1327 0.7292 0.1831
-4.750 0.3309 0.06764 0.06233 -0.1305 0.7258 0.1870
-4.500 0.3227 0.06765 0.06242 -0.1268 0.7155 0.1908
-4.250 0.3381 0.06524 0.05993 -0.1343 0.7101 0.2020
-4.000 0.3647 0.06272 0.05733 -0.1328 0.7073 0.2065
-3.750 0.3492 0.06322 0.05796 -0.1284 0.6959 0.2097
-3.500 0.3796 0.06018 0.05479 -0.1353 0.6922 0.2220
-3.250 0.3702 0.06038 0.05507 -0.1305 0.6831 0.2246
-3.000 0.3994 0.05803 0.05261 -0.1364 0.6778 0.2398
-2.750 0.5273 0.04078 0.03389 -0.1762 0.6756 0.1488
-2.500 0.5809 0.03700 0.02952 -0.1823 0.6733 0.1404
-2.250 0.5857 0.03716 0.02957 -0.1805 0.6631 0.1389
-2.000 0.6291 0.03519 0.02717 -0.1835 0.6595 0.1401
-1.750 0.6753 0.03330 0.02482 -0.1865 0.6568 0.1411
-1.500 0.6807 0.03404 0.02549 -0.1841 0.6475 0.1415
-1.250 0.7176 0.03297 0.02410 -0.1854 0.6434 0.1432
-1.000 0.7601 0.03167 0.02249 -0.1873 0.6405 0.1468
-0.750 0.7684 0.03239 0.02332 -0.1851 0.6326 0.1503
-0.500 0.7964 0.03210 0.02297 -0.1851 0.6274 0.1565
-0.250 0.8366 0.03114 0.02179 -0.1864 0.6243 0.1637
0.000 0.8801 0.02995 0.02058 -0.1883 0.6218 0.1767
0.250 0.8723 0.03179 0.02258 -0.1840 0.6118 0.1827
0.500 0.9096 0.03093 0.02183 -0.1852 0.6082 0.2134
0.750 0.9551 0.02975 0.02119 -0.1875 0.6056 0.3884
1.000 0.9484 0.03174 0.02340 -0.1834 0.5964 0.4342
1.250 0.9801 0.03148 0.02325 -0.1834 0.5923 0.5055
1.500 1.0199 0.03085 0.02261 -0.1844 0.5894 0.5737
1.750 1.0153 0.03277 0.02471 -0.1805 0.5815 0.6066
2.000 1.0348 0.03309 0.02518 -0.1790 0.5763 0.6659
2.250 1.0681 0.03225 0.02452 -0.1787 0.5733 0.7613
2.500 1.1122 0.03110 0.02332 -0.1804 0.5709 1.0000
2.750 1.0784 0.03480 0.02720 -0.1736 0.5599 1.0000
3.000 1.1247 0.03420 0.02631 -0.1760 0.5569 1.0000
3.250 1.1743 0.03350 0.02532 -0.1787 0.5545 1.0000
3.500 0.9287 0.05366 0.04644 -0.1559 0.5222 1.0000
3.750 0.9772 0.05171 0.04423 -0.1566 0.5217 1.0000
4.000 1.0302 0.04943 0.04171 -0.1576 0.5215 1.0000
4.250 1.0889 0.04693 0.03899 -0.1593 0.5214 1.0000
4.500 1.1522 0.04450 0.03635 -0.1619 0.5211 1.0000
4.750 1.2164 0.04249 0.03414 -0.1653 0.5203 1.0000
5.000 1.2832 0.04087 0.03233 -0.1697 0.5192 1.0000
8.000 0.8021 0.13821 0.13113 -0.1561 0.4757 1.0000
8.250 0.8227 0.14010 0.13297 -0.1562 0.4708 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)