GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 58.04 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe167-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe167-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3585 0.10437 0.09975 -0.0210 1.0000 0.0691
-8.250 -0.3662 0.10302 0.09851 -0.0263 1.0000 0.0702
-8.000 -0.3666 0.10083 0.09638 -0.0362 1.0000 0.0707
-7.750 -0.3556 0.09443 0.09004 -0.0296 1.0000 0.0721
-7.500 -0.3437 0.09064 0.08627 -0.0268 1.0000 0.0744
-7.250 -0.3364 0.08746 0.08314 -0.0279 1.0000 0.0769
-7.000 -0.3304 0.08430 0.08004 -0.0307 1.0000 0.0799
-6.750 -0.3250 0.08158 0.07735 -0.0388 1.0000 0.0836
-6.500 -0.3223 0.07953 0.07517 -0.0469 1.0000 0.0850
-6.250 -0.3251 0.07530 0.07122 -0.0406 1.0000 0.0862
-6.000 -0.3258 0.07319 0.06925 -0.0373 0.9970 0.0883
-5.750 -0.2650 0.06741 0.06302 -0.0566 0.9834 0.0996
-5.500 -0.2345 0.06192 0.05768 -0.0578 0.9729 0.1034
-5.250 -0.1829 0.05662 0.05204 -0.0698 0.9579 0.1149
-4.750 -0.1156 0.04907 0.04429 -0.0772 0.9143 0.1362
-4.500 -0.0886 0.04599 0.04101 -0.0794 0.8885 0.1494
-4.250 -0.0647 0.04337 0.03817 -0.0803 0.8662 0.1643
-4.000 -0.0410 0.04152 0.03603 -0.0810 0.8439 0.1863
-3.750 -0.0208 0.03905 0.03342 -0.0808 0.8258 0.2078
-3.500 -0.0008 0.03719 0.03146 -0.0801 0.8098 0.2389
-2.750 0.0526 0.03236 0.02667 -0.0747 0.7710 0.3791
-2.500 0.0710 0.03076 0.02507 -0.0723 0.7615 0.4273
-2.250 0.1743 0.02783 0.01926 -0.0859 0.7515 0.1426
-2.000 0.2048 0.02568 0.01683 -0.0859 0.7437 0.1244
-1.750 0.2371 0.02511 0.01570 -0.0856 0.7349 0.1130
-1.500 0.2658 0.02354 0.01402 -0.0857 0.7276 0.1083
-1.250 0.2956 0.02267 0.01290 -0.0856 0.7198 0.1039
-1.000 0.3249 0.02209 0.01204 -0.0854 0.7137 0.1014
-0.750 0.3541 0.02154 0.01142 -0.0855 0.7068 0.1011
-0.500 0.3821 0.02099 0.01083 -0.0853 0.7015 0.1031
-0.250 0.4103 0.02066 0.01055 -0.0855 0.6954 0.1087
0.000 0.4383 0.02038 0.01025 -0.0854 0.6895 0.1125
0.250 0.4653 0.01999 0.00986 -0.0851 0.6852 0.1176
0.500 0.4938 0.01995 0.00983 -0.0855 0.6794 0.1274
0.750 0.5229 0.01973 0.00970 -0.0858 0.6747 0.1569
1.000 0.5473 0.01769 0.00951 -0.0843 0.6710 1.0000
1.250 0.5757 0.01816 0.00981 -0.0848 0.6658 1.0000
1.500 0.6037 0.01858 0.01012 -0.0851 0.6607 1.0000
1.750 0.6316 0.01895 0.01034 -0.0852 0.6565 1.0000
2.000 0.6592 0.01946 0.01080 -0.0855 0.6516 1.0000
2.250 0.6866 0.01989 0.01119 -0.0858 0.6455 1.0000
2.500 0.7140 0.02016 0.01134 -0.0854 0.6403 1.0000
2.750 0.7407 0.02071 0.01194 -0.0858 0.6333 1.0000
3.000 0.7680 0.02107 0.01225 -0.0857 0.6278 1.0000
3.250 0.7949 0.02150 0.01265 -0.0857 0.6225 1.0000
3.500 0.8212 0.02203 0.01323 -0.0859 0.6157 1.0000
3.750 0.8487 0.02227 0.01342 -0.0855 0.6104 1.0000
4.000 0.8741 0.02286 0.01412 -0.0856 0.6026 1.0000
4.250 0.9013 0.02314 0.01439 -0.0854 0.5968 1.0000
4.500 0.9271 0.02373 0.01507 -0.0854 0.5908 1.0000
4.750 0.9532 0.02410 0.01550 -0.0851 0.5834 1.0000
5.000 0.9791 0.02437 0.01580 -0.0847 0.5750 1.0000
5.250 1.0063 0.02425 0.01566 -0.0839 0.5656 1.0000
5.500 1.0311 0.02447 0.01598 -0.0833 0.5545 1.0000
5.750 1.0578 0.02454 0.01607 -0.0828 0.5459 1.0000
6.000 1.0835 0.02483 0.01647 -0.0824 0.5374 1.0000
6.250 1.1088 0.02511 0.01689 -0.0819 0.5284 1.0000
6.500 1.1367 0.02494 0.01672 -0.0813 0.5194 1.0000
6.750 1.1606 0.02519 0.01715 -0.0807 0.5079 1.0000
7.000 1.1860 0.02530 0.01739 -0.0801 0.4976 1.0000
7.250 1.2142 0.02505 0.01718 -0.0796 0.4884 1.0000
7.500 1.2387 0.02486 0.01713 -0.0787 0.4744 1.0000
7.750 1.2642 0.02424 0.01656 -0.0776 0.4581 1.0000
8.000 1.2858 0.02388 0.01645 -0.0763 0.4376 1.0000
8.250 1.3089 0.02350 0.01624 -0.0752 0.4177 1.0000
8.500 1.3304 0.02332 0.01624 -0.0739 0.3924 1.0000
8.750 1.3501 0.02326 0.01624 -0.0724 0.3571 1.0000
9.000 1.3622 0.02387 0.01655 -0.0701 0.2909 1.0000
9.250 1.3606 0.02599 0.01812 -0.0666 0.2240 1.0000
9.500 1.3517 0.02880 0.02043 -0.0627 0.1368 1.0000
9.750 1.3338 0.03190 0.02308 -0.0579 0.1034 1.0000
10.000 1.3159 0.03505 0.02615 -0.0537 0.0902 1.0000
10.250 1.2986 0.03878 0.02984 -0.0509 0.0818 1.0000
10.500 1.2872 0.04243 0.03355 -0.0491 0.0739 1.0000
10.750 1.2781 0.04593 0.03703 -0.0473 0.0684 1.0000
11.000 1.2781 0.04864 0.03978 -0.0458 0.0625 1.0000
11.250 1.2844 0.05067 0.04160 -0.0429 0.0572 1.0000
11.500 1.2986 0.05227 0.04333 -0.0411 0.0535 1.0000
11.750 1.3191 0.05364 0.04472 -0.0390 0.0502 1.0000
12.000 1.3697 0.05534 0.04622 -0.0372 0.0461 1.0000
12.250 1.3744 0.05765 0.04885 -0.0358 0.0448 1.0000
12.500 1.3823 0.06022 0.05170 -0.0347 0.0432 1.0000
12.750 1.3922 0.06320 0.05495 -0.0335 0.0423 1.0000
13.000 1.3963 0.06660 0.05865 -0.0324 0.0418 1.0000
13.250 1.3947 0.07034 0.06270 -0.0314 0.0417 1.0000
13.500 1.3881 0.07443 0.06711 -0.0307 0.0416 1.0000
13.750 1.3775 0.07887 0.07186 -0.0304 0.0418 1.0000
14.000 1.3636 0.08370 0.07698 -0.0306 0.0420 1.0000
14.250 1.3474 0.08890 0.08246 -0.0313 0.0423 1.0000
14.500 1.3291 0.09450 0.08833 -0.0326 0.0426 1.0000
14.750 1.3090 0.10052 0.09460 -0.0345 0.0429 1.0000
15.000 1.2876 0.10696 0.10126 -0.0370 0.0433 1.0000
15.250 1.2653 0.11384 0.10835 -0.0402 0.0438 1.0000
15.500 1.2429 0.12123 0.11592 -0.0441 0.0442 1.0000
15.750 1.2205 0.12921 0.12407 -0.0486 0.0447 1.0000
16.000 1.1993 0.13770 0.13269 -0.0537 0.0453 1.0000
16.250 1.1821 0.14620 0.14130 -0.0585 0.0459 1.0000
16.500 1.1734 0.15355 0.14875 -0.0623 0.0468 1.0000
16.750 1.0760 0.19919 0.19439 -0.0937 0.0690 1.0000
17.000 0.8130 0.17442 0.16999 -0.0590 0.0711 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il)