GOE 483 AIRFOIL (goe483-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 483 AIRFOIL (goe483-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.81 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe483-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe483-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 483 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3167 0.11303 0.10632 -0.0216 1.0000 0.1027
-8.250 -0.3205 0.11309 0.10651 -0.0232 1.0000 0.1041
-8.000 -0.3292 0.11394 0.10752 -0.0247 1.0000 0.1046
-7.750 -0.3020 0.10434 0.09781 -0.0224 1.0000 0.1104
-7.500 -0.3004 0.10234 0.09590 -0.0224 1.0000 0.1146
-7.250 -0.3054 0.10180 0.09551 -0.0230 1.0000 0.1172
-7.000 -0.3098 0.10250 0.09635 -0.0264 1.0000 0.1184
-6.750 -0.2993 0.09618 0.09009 -0.0230 1.0000 0.1213
-6.500 -0.2947 0.09322 0.08720 -0.0220 1.0000 0.1254
-6.250 -0.2941 0.09160 0.08568 -0.0226 1.0000 0.1295
-6.000 -0.2952 0.09207 0.08625 -0.0266 1.0000 0.1321
-5.750 -0.2931 0.08804 0.08232 -0.0242 1.0000 0.1341
-5.500 -0.2910 0.08483 0.07918 -0.0215 1.0000 0.1383
-5.250 -0.2889 0.08324 0.07764 -0.0221 1.0000 0.1435
-5.000 -0.2824 0.08225 0.07667 -0.0260 1.0000 0.1469
-4.750 -0.2822 0.07839 0.07290 -0.0220 1.0000 0.1507
-4.500 -0.2729 0.07670 0.07120 -0.0241 1.0000 0.1583
-4.250 -0.2648 0.07380 0.06834 -0.0249 1.0000 0.1623
-4.000 -0.2570 0.07110 0.06566 -0.0244 1.0000 0.1696
-3.750 -0.2418 0.06855 0.06303 -0.0271 1.0000 0.1764
-3.250 -0.2042 0.06399 0.05835 -0.0327 1.0000 0.2018
-3.000 -0.1885 0.06119 0.05553 -0.0337 1.0000 0.2154
-2.750 -0.1724 0.05820 0.05252 -0.0346 1.0000 0.2295
-2.500 -0.1547 0.05527 0.04956 -0.0356 1.0000 0.2438
-2.250 -0.1373 0.05236 0.04664 -0.0362 1.0000 0.2605
-2.000 -0.1142 0.04982 0.04402 -0.0384 1.0000 0.2856
-1.750 -0.0948 0.04709 0.04127 -0.0392 1.0000 0.3153
-1.500 -0.0808 0.04430 0.03847 -0.0386 1.0000 0.3694
-1.250 -0.0735 0.04124 0.03553 -0.0358 1.0000 0.4404
-1.000 -0.0518 0.03879 0.03302 -0.0366 1.0000 0.4905
-0.750 -0.0238 0.03643 0.03059 -0.0387 1.0000 0.5102
-0.500 0.0271 0.03539 0.02912 -0.0467 1.0000 0.4891
-0.250 0.1678 0.03496 0.02648 -0.0689 0.9873 0.1831
0.000 0.2254 0.03351 0.02440 -0.0748 0.9742 0.1996
0.250 0.2802 0.03219 0.02249 -0.0798 0.9606 0.2152
0.500 0.3305 0.03133 0.02136 -0.0844 0.9459 0.2602
0.750 0.3836 0.03051 0.02016 -0.0892 0.9312 0.3191
1.000 0.4341 0.02977 0.01931 -0.0934 0.9165 0.3797
1.250 0.4814 0.02899 0.01884 -0.0971 0.9016 0.4535
1.500 0.5299 0.02801 0.01866 -0.1005 0.8862 1.0000
1.750 0.5681 0.02862 0.01887 -0.1023 0.8685 1.0000
2.000 0.6057 0.02917 0.01916 -0.1041 0.8513 1.0000
2.250 0.6462 0.02960 0.01941 -0.1061 0.8349 1.0000
2.500 0.6868 0.02993 0.01963 -0.1079 0.8192 1.0000
2.750 0.7251 0.03018 0.01986 -0.1090 0.8037 1.0000
3.000 0.7617 0.03039 0.02004 -0.1097 0.7885 1.0000
3.250 0.7881 0.03094 0.02059 -0.1092 0.7712 1.0000
3.500 0.8151 0.03144 0.02112 -0.1086 0.7542 1.0000
3.750 0.8446 0.03177 0.02156 -0.1082 0.7381 1.0000
4.000 0.8744 0.03202 0.02187 -0.1076 0.7223 1.0000
4.250 0.9047 0.03217 0.02211 -0.1068 0.7068 1.0000
4.500 0.9350 0.03224 0.02228 -0.1059 0.6916 1.0000
4.750 0.9604 0.03264 0.02279 -0.1047 0.6751 1.0000
5.000 0.9817 0.03333 0.02369 -0.1033 0.6572 1.0000
5.250 1.0080 0.03362 0.02413 -0.1020 0.6408 1.0000
5.500 1.0362 0.03372 0.02440 -0.1007 0.6247 1.0000
5.750 1.0653 0.03375 0.02460 -0.0994 0.6090 1.0000
6.000 1.0902 0.03421 0.02533 -0.0979 0.5923 1.0000
6.250 1.1101 0.03522 0.02657 -0.0964 0.5745 1.0000
6.500 1.1347 0.03580 0.02739 -0.0950 0.5575 1.0000
6.750 1.1660 0.03504 0.02682 -0.0926 0.5358 1.0000
7.000 1.1965 0.03185 0.02357 -0.0876 0.4914 1.0000
7.250 1.2162 0.03004 0.02184 -0.0831 0.4475 1.0000
7.500 1.2267 0.02871 0.02054 -0.0781 0.3966 1.0000
7.750 1.2248 0.02861 0.02030 -0.0725 0.3188 1.0000
8.000 1.2147 0.03087 0.02161 -0.0675 0.1819 1.0000
8.250 1.2081 0.03440 0.02429 -0.0641 0.1196 1.0000
8.500 1.2069 0.03733 0.02693 -0.0612 0.1015 1.0000
8.750 1.2096 0.03973 0.02936 -0.0582 0.0922 1.0000
9.000 1.2151 0.04219 0.03184 -0.0555 0.0862 1.0000
9.250 1.2333 0.04450 0.03427 -0.0534 0.0805 1.0000
9.500 1.2727 0.04755 0.03734 -0.0532 0.0739 1.0000
9.750 1.3023 0.05064 0.04079 -0.0525 0.0688 1.0000
10.000 1.3335 0.05471 0.04519 -0.0522 0.0674 1.0000
10.250 1.3506 0.05902 0.04999 -0.0508 0.0676 1.0000
10.500 1.3536 0.06332 0.05486 -0.0487 0.0685 1.0000
10.750 1.3490 0.06773 0.05977 -0.0464 0.0695 1.0000
11.000 1.3375 0.07198 0.06442 -0.0440 0.0705 1.0000
11.250 1.3209 0.07614 0.06891 -0.0419 0.0713 1.0000
11.500 1.3017 0.08058 0.07362 -0.0407 0.0720 1.0000
11.750 1.2807 0.08550 0.07878 -0.0406 0.0727 1.0000
12.000 1.2584 0.09099 0.08447 -0.0417 0.0733 1.0000
12.250 1.2357 0.09709 0.09074 -0.0439 0.0740 1.0000
12.500 1.2130 0.10392 0.09772 -0.0471 0.0746 1.0000
12.750 1.1928 0.11130 0.10519 -0.0509 0.0754 1.0000
13.000 1.1840 0.11828 0.11222 -0.0535 0.0764 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 483 AIRFOIL (goe483-il)