GOE 484 AIRFOIL (goe484-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 484 AIRFOIL (goe484-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.97 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe484-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe484-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 484 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3528 0.12041 0.11301 -0.0305 1.0000 0.1333
-9.000 -0.3641 0.12095 0.11367 -0.0309 1.0000 0.1350
-8.750 -0.3799 0.12201 0.11489 -0.0307 1.0000 0.1356
-8.500 -0.3485 0.11256 0.10536 -0.0289 1.0000 0.1406
-8.250 -0.3476 0.11035 0.10321 -0.0280 1.0000 0.1448
-8.000 -0.3566 0.10972 0.10269 -0.0272 1.0000 0.1485
-7.750 -0.3751 0.11045 0.10358 -0.0257 1.0000 0.1499
-7.500 -0.3661 0.10572 0.09889 -0.0243 1.0000 0.1532
-7.250 -0.3622 0.10282 0.09603 -0.0225 1.0000 0.1586
-7.000 -0.3729 0.10199 0.09531 -0.0209 1.0000 0.1625
-6.750 -0.3879 0.10251 0.09597 -0.0226 1.0000 0.1649
-6.500 -0.3801 0.09775 0.09122 -0.0195 1.0000 0.1682
-6.250 -0.3772 0.09503 0.08854 -0.0178 1.0000 0.1734
-6.000 -0.3827 0.09422 0.08781 -0.0201 1.0000 0.1789
-5.750 -0.3807 0.09113 0.08479 -0.0197 1.0000 0.1820
-5.500 -0.3758 0.08804 0.08173 -0.0172 1.0000 0.1876
-5.250 -0.3714 0.08683 0.08055 -0.0237 1.0000 0.1953
-5.000 -0.3676 0.08292 0.07669 -0.0185 1.0000 0.1999
-4.750 -0.3571 0.08089 0.07465 -0.0238 1.0000 0.2104
-4.500 -0.3532 0.07765 0.07147 -0.0196 1.0000 0.2186
-4.250 -0.3439 0.07485 0.06869 -0.0206 1.0000 0.2298
-4.000 -0.3325 0.07214 0.06596 -0.0221 1.0000 0.2433
-3.750 -0.3204 0.06941 0.06324 -0.0230 1.0000 0.2582
-3.500 -0.3082 0.06673 0.06057 -0.0234 1.0000 0.2742
-3.250 -0.2961 0.06415 0.05801 -0.0231 1.0000 0.2928
-3.000 -0.2808 0.06166 0.05551 -0.0243 1.0000 0.3189
-2.750 -0.2679 0.05936 0.05323 -0.0239 1.0000 0.3488
-2.250 -0.2518 0.05500 0.04897 -0.0185 1.0000 0.4203
-1.000 0.0413 0.03827 0.02961 -0.0740 1.0000 0.1956
-0.750 0.0726 0.03636 0.02736 -0.0757 1.0000 0.1759
-0.500 0.1025 0.03500 0.02559 -0.0771 1.0000 0.1689
-0.250 0.1311 0.03426 0.02432 -0.0779 1.0000 0.1651
0.000 0.1550 0.03340 0.02327 -0.0782 1.0000 0.1636
0.250 0.1787 0.03282 0.02246 -0.0783 1.0000 0.1625
0.500 0.2020 0.03246 0.02182 -0.0783 1.0000 0.1634
0.750 0.2254 0.03226 0.02138 -0.0784 1.0000 0.1661
1.000 0.2487 0.03216 0.02118 -0.0785 1.0000 0.1730
1.250 0.2724 0.03225 0.02112 -0.0787 1.0000 0.1865
1.500 0.2971 0.03234 0.02111 -0.0789 1.0000 0.2082
1.750 0.3311 0.03178 0.02093 -0.0805 1.0000 0.2858
2.000 0.3586 0.03055 0.02098 -0.0809 0.9969 1.0000
2.250 0.3973 0.03197 0.02205 -0.0843 0.9866 1.0000
2.500 0.4331 0.03331 0.02319 -0.0873 0.9760 1.0000
2.750 0.4671 0.03462 0.02437 -0.0899 0.9655 1.0000
3.000 0.5029 0.03595 0.02561 -0.0927 0.9546 1.0000
3.250 0.5416 0.03729 0.02691 -0.0959 0.9429 1.0000
3.500 0.5782 0.03844 0.02805 -0.0986 0.9284 1.0000
3.750 0.6116 0.03943 0.02909 -0.1005 0.9119 1.0000
4.000 0.6456 0.04038 0.03010 -0.1024 0.8950 1.0000
4.250 0.6806 0.04130 0.03112 -0.1042 0.8782 1.0000
4.500 0.7161 0.04217 0.03214 -0.1060 0.8615 1.0000
4.750 0.7525 0.04298 0.03312 -0.1077 0.8449 1.0000
5.000 0.7908 0.04368 0.03403 -0.1095 0.8281 1.0000
5.250 0.8566 0.04204 0.03276 -0.1119 0.7929 1.0000
5.500 1.0229 0.02804 0.01975 -0.1129 0.7057 1.0000
5.750 1.0596 0.02356 0.01505 -0.1041 0.5670 1.0000
6.000 1.0485 0.02540 0.01505 -0.0951 0.2951 1.0000
6.250 1.0471 0.02846 0.01710 -0.0909 0.2075 1.0000
6.500 1.0585 0.03048 0.01878 -0.0882 0.1778 1.0000
6.750 1.0776 0.03224 0.02038 -0.0865 0.1611 1.0000
7.000 1.1126 0.03404 0.02215 -0.0867 0.1492 1.0000
7.250 1.1561 0.03619 0.02422 -0.0882 0.1374 1.0000
7.500 1.2069 0.03927 0.02713 -0.0910 0.1297 1.0000
7.750 1.2383 0.04183 0.03016 -0.0906 0.1258 1.0000
8.000 1.2652 0.04462 0.03325 -0.0900 0.1209 1.0000
8.250 1.2910 0.04801 0.03701 -0.0892 0.1195 1.0000
8.500 1.3111 0.05164 0.04114 -0.0876 0.1191 1.0000
8.750 1.3313 0.05578 0.04547 -0.0867 0.1169 1.0000
9.000 1.3447 0.06032 0.05038 -0.0849 0.1162 1.0000
9.250 1.3367 0.06347 0.05454 -0.0800 0.1196 1.0000
9.500 1.3298 0.06834 0.06004 -0.0764 0.1234 1.0000
9.750 1.3270 0.07347 0.06554 -0.0739 0.1269 1.0000
10.000 1.3301 0.07877 0.07113 -0.0722 0.1309 1.0000
10.250 1.2820 0.08324 0.07619 -0.0673 0.1350 1.0000
10.500 1.2499 0.08807 0.08124 -0.0644 0.1379 1.0000
10.750 1.2516 0.09447 0.08776 -0.0641 0.1446 1.0000
11.000 1.1984 0.09991 0.09335 -0.0638 0.1455 1.0000
11.250 1.1324 0.11005 0.10353 -0.0700 0.1480 1.0000
11.500 1.0819 0.12708 0.12048 -0.0826 0.1689 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 484 AIRFOIL (goe484-il)