GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.95 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe482-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe482-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.000 -0.2198 0.18619 0.18014 -0.0319 1.0000 0.1134
-13.750 -0.2345 0.18839 0.18243 -0.0312 1.0000 0.1143
-13.500 -0.2544 0.19190 0.18604 -0.0307 1.0000 0.1148
-13.250 -0.2363 0.18307 0.17725 -0.0284 1.0000 0.1168
-13.000 -0.2356 0.18088 0.17513 -0.0267 1.0000 0.1191
-12.750 -0.2388 0.17974 0.17405 -0.0253 1.0000 0.1217
-12.500 -0.2440 0.17904 0.17341 -0.0242 1.0000 0.1242
-12.250 -0.2521 0.17893 0.17337 -0.0234 1.0000 0.1269
-12.000 -0.2663 0.18042 0.17495 -0.0231 1.0000 0.1286
-11.750 -0.2774 0.18353 0.17811 -0.0272 0.9959 0.1296
-11.500 -0.2247 0.17093 0.16543 -0.0310 0.9888 0.1339
-11.250 -0.2004 0.16717 0.16163 -0.0361 0.9819 0.1397
-11.000 -0.1958 0.16673 0.16119 -0.0407 0.9738 0.1445
-10.750 -0.2084 0.17068 0.16517 -0.0466 0.9671 0.1458
-10.500 -0.1573 0.15816 0.15260 -0.0480 0.9586 0.1503
-10.250 -0.1317 0.15448 0.14886 -0.0530 0.9524 0.1573
-10.000 -0.1387 0.15503 0.14944 -0.0546 0.9424 0.1616
-9.750 -0.1576 0.15918 0.15364 -0.0591 0.9353 0.1632
-9.500 -0.1074 0.14752 0.14192 -0.0593 0.9267 0.1682
-9.250 -0.0847 0.14429 0.13864 -0.0636 0.9205 0.1757
-9.000 -0.1002 0.14551 0.13992 -0.0629 0.9102 0.1795
-8.750 -0.1249 0.14972 0.14419 -0.0661 0.9034 0.1812
-8.500 -0.0769 0.13932 0.13372 -0.0652 0.8948 0.1870
-8.250 -0.0627 0.13698 0.13136 -0.0675 0.8881 0.1938
-8.000 -0.0814 0.13832 0.13276 -0.0659 0.8793 0.1977
-7.750 -0.1118 0.14161 0.13613 -0.0651 0.8720 0.1994
-7.500 -0.0565 0.13260 0.12702 -0.0679 0.8660 0.2070
-7.250 -0.0701 0.13276 0.12724 -0.0646 0.8577 0.2109
-7.000 -0.0856 0.13404 0.12856 -0.0651 0.8522 0.2169
-6.750 -0.1208 0.13651 0.13113 -0.0604 0.8458 0.2176
-6.500 -0.1592 0.13907 0.13382 -0.0557 0.8411 0.2181
-6.250 -0.0803 0.12892 0.12349 -0.0616 0.8340 0.2291
-6.000 -0.1055 0.13000 0.12465 -0.0572 0.8288 0.2321
-5.750 -0.3611 0.14916 0.14471 -0.0169 0.9673 0.2014
-5.500 -0.3415 0.14516 0.14070 -0.0156 0.9649 0.2069
-5.250 -0.3479 0.14407 0.13963 -0.0148 0.9594 0.2126
-5.000 -0.3739 0.14549 0.14110 -0.0165 0.9543 0.2173
-4.750 -0.3703 0.14240 0.13803 -0.0161 0.9503 0.2205
-4.500 -0.3510 0.13930 0.13491 -0.0154 0.9403 0.2272
-4.250 -0.3594 0.13952 0.13512 -0.0197 0.9351 0.2356
-4.000 -0.3588 0.13649 0.13212 -0.0202 0.9254 0.2388
-3.750 -0.3353 0.13445 0.13003 -0.0199 0.9194 0.2471
-3.500 -0.3455 0.13330 0.12890 -0.0263 0.9091 0.2561
-3.250 -0.3213 0.13074 0.12630 -0.0230 0.9026 0.2635
-3.000 -0.3252 0.12926 0.12482 -0.0294 0.8922 0.2745
-2.750 -0.3066 0.12685 0.12240 -0.0260 0.8860 0.2806
-2.500 -0.3036 0.12532 0.12084 -0.0321 0.8762 0.2930
-2.250 -0.2706 0.12463 0.12006 -0.0395 0.8686 0.3105
-2.000 -0.2824 0.12137 0.11686 -0.0327 0.8602 0.3125
-1.750 -0.2565 0.12013 0.11556 -0.0372 0.8522 0.3302
-1.500 -0.2437 0.11947 0.11485 -0.0409 0.8450 0.3473
-1.250 -0.2425 0.11646 0.11190 -0.0349 0.8367 0.3518
-1.000 -0.2179 0.11570 0.11108 -0.0385 0.8316 0.3695
-0.750 -0.2093 0.11394 0.10931 -0.0401 0.8208 0.3855
-0.500 -0.1838 0.11302 0.10835 -0.0418 0.8153 0.4048
-0.250 -0.1814 0.11169 0.10702 -0.0417 0.8083 0.4213
0.000 -0.1681 0.11025 0.10558 -0.0405 0.8003 0.4418
0.750 0.1757 0.10173 0.09498 -0.1310 0.7785 0.2328
1.000 0.0765 0.10462 0.09887 -0.1024 0.7695 0.3193
1.250 0.0764 0.10628 0.10071 -0.0956 0.7631 0.3864
1.500 0.0787 0.10758 0.10213 -0.0894 0.7597 0.4410
1.750 0.2980 0.10123 0.09299 -0.1480 0.7485 0.2139
2.000 0.3434 0.10327 0.09451 -0.1525 0.7438 0.2171
2.250 0.3505 0.10394 0.09499 -0.1523 0.7374 0.2185
2.500 0.3757 0.10511 0.09608 -0.1536 0.7291 0.2221
2.750 0.4196 0.10831 0.09905 -0.1570 0.7251 0.2318
3.000 0.4128 0.10830 0.09894 -0.1552 0.7165 0.2352
3.250 0.4415 0.11037 0.10098 -0.1567 0.7105 0.2475
3.500 0.4825 0.11407 0.10451 -0.1594 0.7074 0.2670
3.750 0.4720 0.11369 0.10406 -0.1570 0.6975 0.2737
4.000 0.5039 0.11633 0.10683 -0.1585 0.6920 0.3122
4.250 0.5160 0.11830 0.10897 -0.1584 0.6874 0.3671
4.500 0.5293 0.11898 0.11047 -0.1578 0.6794 0.5375
4.750 0.5457 0.11940 0.11174 -0.1555 0.6749 1.0000
5.000 0.5582 0.12193 0.11391 -0.1562 0.6703 1.0000
5.250 0.5711 0.12359 0.11531 -0.1563 0.6610 1.0000
5.500 0.6050 0.12755 0.11892 -0.1583 0.6567 1.0000
5.750 0.5990 0.12836 0.11967 -0.1570 0.6492 1.0000
6.000 0.6195 0.13090 0.12201 -0.1577 0.6427 1.0000
6.250 0.6522 0.13519 0.12606 -0.1594 0.6393 1.0000
6.500 0.6422 0.13542 0.12628 -0.1579 0.6308 1.0000
6.750 0.6661 0.13831 0.12900 -0.1587 0.6246 1.0000
7.000 0.6992 0.14321 0.13371 -0.1604 0.6216 1.0000
7.250 0.6846 0.14252 0.13305 -0.1588 0.6123 1.0000
7.500 0.7090 0.14569 0.13610 -0.1597 0.6070 1.0000
7.750 0.7263 0.14916 0.13947 -0.1604 0.6035 1.0000
8.000 0.7263 0.14968 0.13998 -0.1598 0.5937 1.0000
8.250 0.7535 0.15342 0.14361 -0.1608 0.5891 1.0000
8.500 0.7548 0.15514 0.14532 -0.1607 0.5840 1.0000
8.750 0.7666 0.15695 0.14709 -0.1609 0.5756 1.0000
9.000 0.7966 0.16135 0.15141 -0.1620 0.5713 1.0000
9.250 0.7895 0.16181 0.15187 -0.1617 0.5641 1.0000
9.500 0.8072 0.16438 0.15441 -0.1622 0.5571 1.0000
9.750 0.8398 0.16976 0.15973 -0.1634 0.5534 1.0000
10.000 0.8263 0.16887 0.15887 -0.1630 0.5445 1.0000
10.250 0.8481 0.17210 0.16207 -0.1636 0.5385 1.0000
10.500 0.8696 0.17670 0.16665 -0.1646 0.5351 1.0000
10.750 0.8634 0.17617 0.16615 -0.1645 0.5252 1.0000
11.000 0.8892 0.18028 0.17024 -0.1653 0.5200 1.0000
11.250 0.8896 0.18195 0.17193 -0.1658 0.5151 1.0000
11.500 0.8992 0.18365 0.17364 -0.1663 0.5066 1.0000
11.750 0.9272 0.18856 0.17855 -0.1671 0.5020 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)