GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.34 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe482-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe482-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 0.0595 0.13429 0.12747 -0.0960 0.9112 0.1148
-11.500 0.0659 0.13317 0.12632 -0.1010 0.9063 0.1191
-11.250 0.0585 0.13355 0.12672 -0.1032 0.8964 0.1199
-11.000 0.0981 0.12514 0.11824 -0.1045 0.8925 0.1233
-10.750 0.1162 0.12190 0.11496 -0.1065 0.8866 0.1289
-10.500 0.1185 0.12088 0.11393 -0.1086 0.8781 0.1338
-10.250 0.1146 0.12105 0.11408 -0.1126 0.8714 0.1353
-10.000 0.1352 0.11570 0.10872 -0.1124 0.8635 0.1372
-9.750 0.1625 0.11120 0.10413 -0.1138 0.8583 0.1423
-9.500 0.1701 0.10935 0.10226 -0.1146 0.8502 0.1473
-9.250 0.1661 0.10916 0.10207 -0.1166 0.8416 0.1512
-9.000 0.1547 0.10959 0.10252 -0.1173 0.8314 0.1522
-8.750 0.1828 0.10389 0.09677 -0.1179 0.8259 0.1544
-8.500 0.2108 0.09981 0.09259 -0.1192 0.8213 0.1595
-8.250 0.2112 0.09875 0.09155 -0.1180 0.8107 0.1636
-8.000 0.2101 0.09801 0.09078 -0.1198 0.8038 0.1686
-7.750 0.1905 0.09886 0.09171 -0.1179 0.7912 0.1697
-7.500 0.1794 0.09856 0.09144 -0.1174 0.7822 0.1702
-7.250 0.1895 0.09546 0.08835 -0.1163 0.7738 0.1710
-7.000 0.2296 0.09038 0.08314 -0.1172 0.7701 0.1754
-6.750 0.2287 0.08941 0.08220 -0.1150 0.7604 0.1788
-6.500 0.2294 0.08812 0.08091 -0.1142 0.7529 0.1828
-6.250 0.2074 0.08875 0.08164 -0.1105 0.7417 0.1859
-5.750 0.1645 0.08229 0.07513 -0.1162 0.7219 0.1202
-5.500 0.1849 0.07980 0.07256 -0.1148 0.7176 0.1177
-5.250 0.1748 0.07920 0.07201 -0.1116 0.7074 0.1163
-5.000 0.1834 0.07673 0.06950 -0.1132 0.7014 0.1151
-4.750 0.1800 0.07532 0.06808 -0.1128 0.6930 0.1144
-4.500 0.1851 0.07311 0.06584 -0.1144 0.6855 0.1138
-4.250 0.2126 0.06888 0.06145 -0.1208 0.6821 0.1121
-4.000 0.1997 0.06791 0.06050 -0.1199 0.6705 0.1106
-3.750 0.2642 0.05760 0.04944 -0.1417 0.6673 0.1061
-3.500 0.3025 0.05509 0.04675 -0.1453 0.6647 0.1077
-3.250 0.2959 0.05525 0.04689 -0.1431 0.6533 0.1083
-3.000 0.3418 0.05223 0.04352 -0.1492 0.6502 0.1100
-2.750 0.3979 0.04862 0.03937 -0.1568 0.6480 0.1108
-2.500 0.3951 0.04909 0.03971 -0.1549 0.6371 0.1110
-2.250 0.4405 0.04690 0.03708 -0.1592 0.6338 0.1124
-2.000 0.4894 0.04493 0.03462 -0.1633 0.6315 0.1162
-1.750 0.4842 0.04618 0.03576 -0.1605 0.6209 0.1173
-1.500 0.5231 0.04494 0.03409 -0.1627 0.6173 0.1203
-1.250 0.5637 0.04368 0.03265 -0.1644 0.6148 0.1229
-1.000 0.5554 0.04550 0.03449 -0.1612 0.6042 0.1237
-0.750 0.5875 0.04490 0.03371 -0.1618 0.6004 0.1271
-0.500 0.6279 0.04391 0.03242 -0.1632 0.5980 0.1336
-0.250 0.6201 0.04621 0.03469 -0.1604 0.5874 0.1357
0.000 0.6503 0.04587 0.03433 -0.1608 0.5835 0.1418
0.250 0.6892 0.04502 0.03323 -0.1618 0.5811 0.1501
0.500 0.7276 0.04427 0.03239 -0.1629 0.5786 0.1619
1.000 0.7483 0.04685 0.03497 -0.1606 0.5640 0.1891
1.250 0.7922 0.04568 0.03402 -0.1624 0.5623 0.2430
1.750 0.8009 0.04959 0.03833 -0.1594 0.5466 0.3560
2.000 0.8383 0.04875 0.03767 -0.1597 0.5448 0.4618
2.500 0.8370 0.05352 0.04287 -0.1559 0.5287 0.5730
2.750 0.8687 0.05250 0.04206 -0.1550 0.5271 0.6728
3.750 0.8567 0.06402 0.05371 -0.1490 0.4944 1.0000
4.250 0.8555 0.07085 0.06039 -0.1478 0.4792 1.0000
4.500 0.8817 0.07141 0.06074 -0.1477 0.4765 1.0000
4.750 0.9120 0.07145 0.06059 -0.1476 0.4746 1.0000
5.250 0.9029 0.07927 0.06837 -0.1465 0.4591 1.0000
5.500 0.9303 0.07969 0.06863 -0.1463 0.4573 1.0000
5.750 0.8953 0.08730 0.07638 -0.1459 0.4455 1.0000
6.000 0.9164 0.08839 0.07736 -0.1457 0.4425 1.0000
6.250 0.9428 0.08885 0.07770 -0.1454 0.4405 1.0000
6.500 0.9114 0.09628 0.08526 -0.1454 0.4302 1.0000
6.750 0.9266 0.09820 0.08711 -0.1453 0.4270 1.0000
7.000 0.9488 0.09921 0.08804 -0.1451 0.4246 1.0000
7.500 0.9396 0.10773 0.09662 -0.1453 0.4123 1.0000
7.750 0.9564 0.10947 0.09831 -0.1452 0.4096 1.0000
8.000 0.9776 0.11068 0.09947 -0.1450 0.4076 1.0000
8.250 0.9571 0.11705 0.10593 -0.1457 0.4001 1.0000
8.500 0.9661 0.11965 0.10854 -0.1458 0.3958 1.0000
8.750 0.9837 0.12122 0.11007 -0.1457 0.3930 1.0000
9.000 1.0046 0.12246 0.11128 -0.1455 0.3911 1.0000
9.250 0.9852 0.12872 0.11765 -0.1466 0.3841 1.0000
9.500 0.9939 0.13133 0.12028 -0.1468 0.3797 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)