GOE 178 AIRFOIL (goe178-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 178 AIRFOIL (goe178-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 58.14 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe178-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe178-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 178 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3520 0.09695 0.09227 -0.0173 1.0000 0.0837
-7.500 -0.3525 0.09478 0.09018 -0.0199 1.0000 0.0865
-7.250 -0.3538 0.09371 0.08920 -0.0315 1.0000 0.0883
-7.000 -0.3475 0.08909 0.08464 -0.0341 1.0000 0.0892
-6.750 -0.3372 0.08471 0.08026 -0.0256 1.0000 0.0920
-6.500 -0.3290 0.08181 0.07741 -0.0255 1.0000 0.0956
-6.250 -0.3228 0.07900 0.07464 -0.0286 1.0000 0.0998
-6.000 -0.3108 0.07596 0.07152 -0.0428 1.0000 0.1035
-5.750 -0.3078 0.07206 0.06774 -0.0372 1.0000 0.1048
-5.500 -0.3022 0.06930 0.06505 -0.0344 1.0000 0.1071
-5.250 -0.2945 0.06669 0.06246 -0.0342 1.0000 0.1106
-5.000 -0.2721 0.06295 0.05850 -0.0449 1.0000 0.1187
-4.750 -0.2708 0.06024 0.05595 -0.0403 1.0000 0.1207
-4.500 -0.2642 0.05821 0.05397 -0.0384 1.0000 0.1258
-4.250 -0.2445 0.05484 0.05042 -0.0435 1.0000 0.1349
-4.000 -0.2302 0.05244 0.04808 -0.0431 0.9984 0.1395
-3.750 -0.1764 0.04799 0.04344 -0.0522 0.9897 0.1544
-3.500 -0.1187 0.04395 0.03911 -0.0621 0.9804 0.1794
-3.250 -0.0674 0.04074 0.03573 -0.0689 0.9709 0.2086
-3.000 -0.0196 0.03768 0.03259 -0.0744 0.9592 0.2383
-2.750 0.0715 0.02713 0.01995 -0.0871 0.9536 0.1013
-2.500 0.1247 0.02451 0.01682 -0.0918 0.9421 0.1018
-2.250 0.1683 0.02227 0.01420 -0.0943 0.9229 0.1007
-2.000 0.2093 0.02051 0.01208 -0.0959 0.9010 0.1015
-1.750 0.2444 0.01902 0.01032 -0.0961 0.8742 0.1042
-1.500 0.2752 0.01783 0.00904 -0.0956 0.8452 0.1102
-1.250 0.3030 0.01702 0.00809 -0.0945 0.8151 0.1224
-1.000 0.3291 0.01628 0.00730 -0.0933 0.7857 0.1422
-0.750 0.3548 0.01563 0.00668 -0.0922 0.7591 0.1849
-0.500 0.3805 0.01531 0.00633 -0.0912 0.7367 0.2294
-0.250 0.4070 0.01475 0.00613 -0.0909 0.7161 0.3257
0.000 0.4298 0.01313 0.00588 -0.0887 0.6999 1.0000
0.250 0.4574 0.01341 0.00580 -0.0884 0.6847 1.0000
0.500 0.4850 0.01369 0.00580 -0.0881 0.6713 1.0000
0.750 0.5126 0.01399 0.00585 -0.0879 0.6598 1.0000
1.000 0.5403 0.01431 0.00596 -0.0877 0.6490 1.0000
1.250 0.5680 0.01463 0.00615 -0.0877 0.6382 1.0000
1.500 0.5956 0.01497 0.00633 -0.0875 0.6285 1.0000
1.750 0.6229 0.01529 0.00647 -0.0872 0.6185 1.0000
2.000 0.6500 0.01560 0.00670 -0.0871 0.6069 1.0000
2.250 0.6771 0.01594 0.00695 -0.0869 0.5965 1.0000
2.500 0.7044 0.01629 0.00715 -0.0866 0.5882 1.0000
2.750 0.7316 0.01667 0.00755 -0.0866 0.5790 1.0000
3.000 0.7590 0.01707 0.00788 -0.0864 0.5716 1.0000
3.250 0.7860 0.01747 0.00831 -0.0864 0.5631 1.0000
3.500 0.8131 0.01790 0.00871 -0.0862 0.5555 1.0000
3.750 0.8401 0.01832 0.00914 -0.0861 0.5471 1.0000
4.000 0.8668 0.01879 0.00966 -0.0859 0.5391 1.0000
4.250 0.8937 0.01923 0.01010 -0.0857 0.5312 1.0000
4.500 0.9200 0.01976 0.01072 -0.0856 0.5228 1.0000
4.750 0.9469 0.02016 0.01109 -0.0852 0.5144 1.0000
5.000 0.9724 0.02060 0.01164 -0.0849 0.5032 1.0000
5.250 0.9980 0.02102 0.01212 -0.0845 0.4922 1.0000
5.500 1.0241 0.02137 0.01247 -0.0840 0.4818 1.0000
5.750 1.0500 0.02171 0.01287 -0.0835 0.4708 1.0000
6.000 1.0749 0.02220 0.01352 -0.0830 0.4597 1.0000
6.250 1.1004 0.02269 0.01411 -0.0826 0.4502 1.0000
6.500 1.1267 0.02305 0.01451 -0.0821 0.4406 1.0000
6.750 1.1511 0.02318 0.01477 -0.0814 0.4267 1.0000
7.000 1.1757 0.02288 0.01442 -0.0803 0.4099 1.0000
7.250 1.1983 0.02274 0.01446 -0.0792 0.3922 1.0000
7.500 1.2208 0.02246 0.01437 -0.0780 0.3728 1.0000
7.750 1.2423 0.02197 0.01409 -0.0766 0.3471 1.0000
8.000 1.2575 0.02163 0.01360 -0.0742 0.2630 1.0000
8.250 1.2457 0.02605 0.01643 -0.0702 0.0835 1.0000
8.500 1.2484 0.02882 0.01917 -0.0673 0.0690 1.0000
8.750 1.2551 0.03081 0.02135 -0.0648 0.0630 1.0000
9.000 1.2556 0.03306 0.02369 -0.0619 0.0587 1.0000
9.250 1.2538 0.03530 0.02596 -0.0586 0.0558 1.0000
9.500 1.2589 0.03700 0.02778 -0.0559 0.0529 1.0000
9.750 1.2666 0.03887 0.02971 -0.0535 0.0507 1.0000
10.000 1.2815 0.04078 0.03158 -0.0517 0.0487 1.0000
10.250 1.3150 0.04323 0.03386 -0.0515 0.0466 1.0000
10.500 1.3587 0.04733 0.03793 -0.0530 0.0444 1.0000
10.750 1.3703 0.04918 0.04009 -0.0511 0.0432 1.0000
11.000 1.3857 0.05183 0.04304 -0.0497 0.0425 1.0000
11.250 1.3994 0.05508 0.04662 -0.0483 0.0425 1.0000
11.500 1.4080 0.05859 0.05046 -0.0466 0.0427 1.0000
11.750 1.4124 0.06239 0.05458 -0.0448 0.0432 1.0000
12.000 1.4131 0.06656 0.05904 -0.0429 0.0437 1.0000
12.250 1.4323 0.07369 0.06639 -0.0434 0.0452 1.0000
12.500 1.4209 0.07469 0.06767 -0.0399 0.0457 1.0000
12.750 1.4011 0.07646 0.06977 -0.0367 0.0466 1.0000
13.000 1.3712 0.07983 0.07350 -0.0353 0.0472 1.0000
13.250 1.3406 0.08448 0.07850 -0.0358 0.0479 1.0000
13.500 1.3110 0.09023 0.08456 -0.0378 0.0486 1.0000
13.750 1.2825 0.09688 0.09149 -0.0411 0.0493 1.0000
14.000 1.2541 0.10432 0.09916 -0.0453 0.0499 1.0000
14.250 1.2251 0.11259 0.10764 -0.0506 0.0505 1.0000
14.500 1.1949 0.12188 0.11711 -0.0570 0.0511 1.0000
14.750 1.1630 0.13273 0.12807 -0.0647 0.0518 1.0000
15.000 1.1322 0.14505 0.14049 -0.0732 0.0532 1.0000
15.250 1.1193 0.15404 0.14949 -0.0778 0.0552 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 178 AIRFOIL (goe178-il)