GOE 477 AIRFOIL (goe477-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 477 AIRFOIL (goe477-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.9 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe477-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe477-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 477 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3568 0.10880 0.10271 -0.0216 1.0000 0.1955
-7.750 -0.3831 0.10923 0.10327 -0.0193 1.0000 0.1981
-7.500 -0.4131 0.10981 0.10399 -0.0166 1.0000 0.1990
-7.250 -0.3856 0.10375 0.09789 -0.0147 1.0000 0.2086
-7.000 -0.4091 0.10344 0.09770 -0.0121 1.0000 0.2125
-6.750 -0.4409 0.10385 0.09823 -0.0127 1.0000 0.2148
-6.500 -0.4207 0.09866 0.09305 -0.0082 1.0000 0.2229
-6.250 -0.4424 0.09798 0.09245 -0.0091 1.0000 0.2296
-5.750 -0.4524 0.09318 0.08773 -0.0085 1.0000 0.2458
-5.500 -0.4435 0.08933 0.08391 -0.0038 1.0000 0.2561
-5.250 -0.4461 0.08664 0.08126 -0.0030 1.0000 0.2677
-5.000 -0.4479 0.08403 0.07867 -0.0025 1.0000 0.2817
-4.750 -0.4471 0.08133 0.07600 -0.0013 1.0000 0.2974
-4.500 -0.4447 0.07857 0.07327 0.0003 1.0000 0.3146
-4.250 -0.4417 0.07595 0.07067 0.0019 1.0000 0.3347
-4.000 -0.4397 0.07323 0.06797 0.0030 1.0000 0.3593
-3.750 -0.4374 0.07077 0.06554 0.0058 1.0000 0.3899
-3.500 -0.4362 0.06830 0.06314 0.0113 1.0000 0.4247
-3.250 -0.4383 0.06610 0.06099 0.0175 1.0000 0.4703
-3.000 -0.4412 0.06391 0.05890 0.0253 1.0000 0.5192
-2.750 -0.4443 0.06167 0.05675 0.0333 1.0000 0.5697
-2.500 -0.2486 0.04656 0.03895 -0.0371 1.0000 0.2173
-2.250 -0.2136 0.04318 0.03479 -0.0399 1.0000 0.1985
-2.000 -0.1886 0.04092 0.03219 -0.0404 1.0000 0.1972
-1.750 -0.1632 0.03900 0.02985 -0.0407 1.0000 0.1957
-1.500 -0.1370 0.03768 0.02795 -0.0410 1.0000 0.1992
-1.250 -0.1141 0.03632 0.02640 -0.0409 1.0000 0.2016
-1.000 -0.0921 0.03546 0.02537 -0.0405 1.0000 0.2076
-0.750 -0.0677 0.03488 0.02434 -0.0404 1.0000 0.2147
-0.500 -0.0460 0.03420 0.02359 -0.0401 1.0000 0.2199
-0.250 -0.0242 0.03387 0.02306 -0.0397 1.0000 0.2278
0.000 -0.0027 0.03367 0.02280 -0.0393 1.0000 0.2406
0.250 0.0220 0.03363 0.02261 -0.0395 1.0000 0.2536
0.500 0.0465 0.03368 0.02261 -0.0398 1.0000 0.2709
0.750 0.1014 0.03416 0.02337 -0.0454 0.9872 0.3363
1.000 0.1723 0.03305 0.02366 -0.0529 0.9665 1.0000
1.250 0.2278 0.03463 0.02482 -0.0588 0.9435 1.0000
1.500 0.2745 0.03579 0.02571 -0.0629 0.9190 1.0000
1.750 0.3315 0.03697 0.02667 -0.0681 0.8949 1.0000
2.000 0.3745 0.03766 0.02723 -0.0708 0.8687 1.0000
2.250 0.4191 0.03824 0.02770 -0.0734 0.8432 1.0000
2.500 0.4730 0.03855 0.02793 -0.0769 0.8203 1.0000
2.750 0.5079 0.03880 0.02814 -0.0774 0.7947 1.0000
3.000 0.5624 0.03850 0.02783 -0.0803 0.7745 1.0000
3.250 0.5912 0.03849 0.02783 -0.0796 0.7488 1.0000
3.500 0.6435 0.03758 0.02694 -0.0814 0.7298 1.0000
3.750 0.6729 0.03715 0.02653 -0.0804 0.7049 1.0000
4.000 0.7251 0.03556 0.02501 -0.0815 0.6870 1.0000
4.250 0.7593 0.03461 0.02411 -0.0805 0.6643 1.0000
4.500 0.8072 0.03283 0.02240 -0.0808 0.6454 1.0000
4.750 0.8613 0.03072 0.02032 -0.0817 0.6274 1.0000
5.000 0.8955 0.02998 0.01959 -0.0809 0.6034 1.0000
5.250 0.9445 0.02870 0.01823 -0.0818 0.5823 1.0000
5.500 0.9716 0.02901 0.01850 -0.0810 0.5596 1.0000
5.750 1.0045 0.02922 0.01868 -0.0809 0.5404 1.0000
6.000 1.0359 0.02968 0.01908 -0.0809 0.5234 1.0000
6.250 1.0628 0.03050 0.01989 -0.0805 0.5085 1.0000
6.500 1.0850 0.03165 0.02112 -0.0798 0.4957 1.0000
6.750 1.1075 0.03295 0.02255 -0.0793 0.4855 1.0000
7.000 1.1401 0.03385 0.02346 -0.0798 0.4765 1.0000
7.250 1.1485 0.03584 0.02571 -0.0779 0.4678 1.0000
7.500 1.1784 0.03696 0.02692 -0.0782 0.4607 1.0000
7.750 1.1791 0.03947 0.02974 -0.0756 0.4539 1.0000
8.000 1.1992 0.04120 0.03165 -0.0751 0.4487 1.0000
8.250 1.2113 0.04352 0.03419 -0.0739 0.4446 1.0000
8.500 1.1853 0.04801 0.03896 -0.0697 0.4407 1.0000
8.750 1.1436 0.05392 0.04500 -0.0651 0.4369 1.0000
9.000 1.1778 0.05480 0.04609 -0.0655 0.4320 1.0000
9.250 1.2997 0.04456 0.03561 -0.0676 0.3815 1.0000
9.500 1.3156 0.04453 0.03571 -0.0652 0.3636 1.0000
9.750 1.3468 0.04252 0.03363 -0.0635 0.3374 1.0000
10.000 1.3467 0.04239 0.03372 -0.0590 0.3180 1.0000
10.250 1.3481 0.04114 0.03238 -0.0540 0.2922 1.0000
10.500 1.3332 0.04154 0.03294 -0.0480 0.2737 1.0000
10.750 1.3170 0.04225 0.03373 -0.0424 0.2554 1.0000
11.000 1.3012 0.04334 0.03482 -0.0375 0.2351 1.0000
11.250 1.2839 0.04538 0.03697 -0.0337 0.2134 1.0000
11.500 1.2678 0.04785 0.03938 -0.0307 0.1889 1.0000
11.750 1.2544 0.05086 0.04235 -0.0285 0.1634 1.0000
12.000 1.2448 0.05407 0.04545 -0.0269 0.1433 1.0000
12.250 1.2371 0.05738 0.04862 -0.0257 0.1306 1.0000
12.500 1.2307 0.06081 0.05194 -0.0248 0.1217 1.0000
12.750 1.2282 0.06407 0.05517 -0.0239 0.1150 1.0000
13.000 1.2285 0.06721 0.05830 -0.0230 0.1095 1.0000
13.250 1.2306 0.07027 0.06139 -0.0223 0.1042 1.0000
13.500 1.2383 0.07287 0.06395 -0.0212 0.0992 1.0000
13.750 1.2434 0.07608 0.06740 -0.0205 0.0955 1.0000
14.000 1.2599 0.07841 0.06985 -0.0192 0.0922 1.0000
14.250 1.2901 0.08058 0.07206 -0.0175 0.0889 1.0000
14.500 1.2799 0.08550 0.07733 -0.0179 0.0884 1.0000
14.750 1.2652 0.09106 0.08320 -0.0189 0.0883 1.0000
15.000 1.2474 0.09727 0.08969 -0.0206 0.0884 1.0000
15.250 1.2254 0.10438 0.09706 -0.0234 0.0888 1.0000
15.500 1.2022 0.11228 0.10517 -0.0270 0.0893 1.0000
16.250 0.9837 0.18560 0.17835 -0.0740 0.1210 1.0000
16.500 0.9860 0.19144 0.18418 -0.0765 0.1225 1.0000
16.750 0.9926 0.19665 0.18940 -0.0782 0.1238 1.0000
17.000 0.7556 0.19998 0.19364 -0.0746 0.2043 1.0000
17.250 0.7517 0.20283 0.19651 -0.0766 0.2040 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 477 AIRFOIL (goe477-il)