GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 36.98 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe448-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe448-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 448 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 0.1874 0.11862 0.11298 -0.1351 0.8548 0.0470
-11.000 0.1948 0.11643 0.11075 -0.1368 0.8509 0.0482
-10.750 0.1972 0.11516 0.10949 -0.1382 0.8446 0.0486
-10.500 0.2088 0.11163 0.10595 -0.1383 0.8400 0.0493
-10.250 0.2197 0.10892 0.10320 -0.1389 0.8362 0.0504
-10.000 0.2281 0.10666 0.10091 -0.1396 0.8316 0.0514
-9.750 0.2350 0.10460 0.09886 -0.1402 0.8258 0.0527
-9.500 0.2425 0.10246 0.09669 -0.1414 0.8214 0.0540
-9.250 0.2469 0.10096 0.09516 -0.1432 0.8171 0.0549
-8.750 0.2634 0.09596 0.09017 -0.1435 0.8069 0.0562
-8.500 0.2741 0.09352 0.08769 -0.1443 0.8035 0.0572
-8.250 0.2802 0.09171 0.08588 -0.1444 0.7981 0.0583
-8.000 0.2856 0.08994 0.08412 -0.1447 0.7926 0.0596
-7.750 0.2898 0.08843 0.08258 -0.1460 0.7882 0.0613
-7.500 0.2854 0.08792 0.08210 -0.1463 0.7825 0.0617
-7.250 0.2840 0.08697 0.08119 -0.1470 0.7763 0.0619
-7.000 0.2999 0.08325 0.07743 -0.1457 0.7733 0.0627
-6.750 0.3133 0.08074 0.07485 -0.1465 0.7704 0.0637
-6.500 0.3140 0.07959 0.07375 -0.1454 0.7641 0.0645
-6.250 0.3205 0.07797 0.07213 -0.1458 0.7592 0.0659
-6.000 0.3338 0.07633 0.07044 -0.1504 0.7554 0.0688
-5.750 0.3427 0.07517 0.06925 -0.1548 0.7496 0.0692
-5.500 0.3514 0.07353 0.06759 -0.1569 0.7437 0.0694
-5.250 0.3622 0.07057 0.06462 -0.1545 0.7407 0.0699
-5.000 0.3805 0.06794 0.06193 -0.1552 0.7383 0.0709
-4.750 0.3799 0.06706 0.06109 -0.1531 0.7320 0.0717
-4.500 0.3901 0.06559 0.05961 -0.1533 0.7269 0.0741
-4.250 0.4407 0.06267 0.05642 -0.1674 0.7237 0.0777
-4.000 0.4695 0.05943 0.05308 -0.1708 0.7216 0.0781
-3.750 0.4558 0.05928 0.05303 -0.1652 0.7135 0.0784
-3.500 0.4706 0.05734 0.05107 -0.1647 0.7098 0.0792
-3.250 0.5017 0.05483 0.04845 -0.1681 0.7074 0.0804
-2.250 0.6323 0.04431 0.03719 -0.1854 0.6921 0.0702
-2.000 0.6695 0.04272 0.03547 -0.1886 0.6903 0.0735
-1.750 0.7256 0.03942 0.03177 -0.1962 0.6890 0.0760
-1.500 0.7027 0.04040 0.03282 -0.1886 0.6789 0.0760
-1.250 0.7549 0.03731 0.02925 -0.1950 0.6771 0.0788
-1.000 0.7917 0.03636 0.02818 -0.1974 0.6752 0.0833
-0.750 0.8471 0.03355 0.02471 -0.2035 0.6739 0.0887
-0.500 0.8312 0.03482 0.02609 -0.1969 0.6654 0.0895
-0.250 0.8558 0.03454 0.02574 -0.1970 0.6618 0.0930
0.000 0.8973 0.03323 0.02403 -0.1998 0.6599 0.0968
0.250 0.9407 0.03198 0.02237 -0.2029 0.6583 0.1006
0.500 0.9831 0.03102 0.02122 -0.2057 0.6569 0.1026
1.000 0.9888 0.03272 0.02292 -0.1987 0.6440 0.1063
1.250 1.0272 0.03190 0.02190 -0.2005 0.6423 0.1086
1.500 1.0682 0.03102 0.02080 -0.2026 0.6408 0.1100
2.000 1.0781 0.03307 0.02281 -0.1966 0.6277 0.1119
2.250 1.1165 0.03227 0.02190 -0.1982 0.6259 0.1149
2.500 1.1583 0.03135 0.02093 -0.2003 0.6244 0.1174
3.000 1.1673 0.03359 0.02321 -0.1943 0.6105 0.1193
3.250 1.2078 0.03266 0.02218 -0.1959 0.6088 0.1218
3.750 1.2131 0.03543 0.02500 -0.1898 0.5949 0.1246
4.000 1.2509 0.03465 0.02414 -0.1910 0.5932 0.1288
4.500 1.2545 0.03788 0.02753 -0.1852 0.5790 0.1359
4.750 1.2907 0.03714 0.02675 -0.1862 0.5773 0.1449
5.000 1.3305 0.03624 0.02586 -0.1876 0.5759 0.1609
5.500 1.3293 0.03998 0.02982 -0.1817 0.5612 0.1989
5.750 1.3683 0.03817 0.02901 -0.1830 0.5599 0.8128
6.250 1.3126 0.04645 0.03751 -0.1723 0.5357 1.0000
6.500 1.3337 0.04678 0.03778 -0.1716 0.5318 1.0000
6.750 1.3639 0.04629 0.03721 -0.1716 0.5298 1.0000
7.000 1.3982 0.04547 0.03632 -0.1721 0.5283 1.0000
7.500 1.3993 0.04981 0.04074 -0.1674 0.5132 1.0000
7.750 1.4222 0.04994 0.04085 -0.1669 0.5097 1.0000
8.750 1.4357 0.05811 0.04920 -0.1596 0.4816 1.0000
9.000 1.4144 0.06304 0.05422 -0.1566 0.4699 1.0000
9.250 1.4390 0.06281 0.05399 -0.1561 0.4669 1.0000
9.500 1.4707 0.06178 0.05297 -0.1561 0.4651 1.0000
9.750 1.5063 0.06037 0.05157 -0.1562 0.4636 1.0000
10.250 1.4566 0.07136 0.06277 -0.1505 0.4402 1.0000
10.500 1.4721 0.07217 0.06363 -0.1497 0.4359 1.0000
10.750 1.4999 0.07149 0.06299 -0.1494 0.4339 1.0000
11.000 1.5309 0.07045 0.06200 -0.1492 0.4324 1.0000
11.500 1.5196 0.07735 0.06908 -0.1460 0.4177 1.0000
11.750 1.4819 0.08521 0.07706 -0.1437 0.4054 1.0000
12.000 1.5152 0.08343 0.07532 -0.1434 0.4029 1.0000
12.250 1.4940 0.08924 0.08124 -0.1418 0.3934 1.0000
12.500 1.5389 0.08540 0.07740 -0.1416 0.3872 1.0000
12.750 1.5336 0.08887 0.08095 -0.1404 0.3782 1.0000
13.000 1.5614 0.08759 0.07968 -0.1398 0.3702 1.0000
13.250 1.5449 0.09272 0.08492 -0.1386 0.3605 1.0000
13.500 1.5830 0.08998 0.08213 -0.1382 0.3520 1.0000
13.750 1.5524 0.09730 0.08963 -0.1370 0.3428 1.0000
14.000 1.5753 0.09673 0.08906 -0.1364 0.3336 1.0000
14.250 1.5587 0.10208 0.09456 -0.1357 0.3237 1.0000
14.500 1.5603 0.10477 0.09732 -0.1351 0.3141 1.0000
14.750 1.5664 0.10671 0.09926 -0.1345 0.3016 1.0000
15.000 1.5525 0.11188 0.10457 -0.1343 0.2909 1.0000
15.250 1.5436 0.11636 0.10916 -0.1341 0.2796 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)