GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.58 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe265-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe265-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 265 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.2498 0.10742 0.10339 -0.0281 1.0000 0.0619
-7.000 -0.2357 0.09771 0.09372 -0.0202 1.0000 0.0632
-6.750 -0.2632 0.09893 0.09511 -0.0154 0.9993 0.0632
-6.500 -0.2317 0.09376 0.08992 -0.0200 0.9920 0.0660
-6.250 -0.1930 0.08933 0.08544 -0.0294 0.9816 0.0698
-6.000 -0.1182 0.08814 0.08406 -0.0579 0.9633 0.0732
-5.750 -0.1045 0.08034 0.07632 -0.0536 0.9588 0.0744
-5.500 -0.0756 0.07565 0.07162 -0.0561 0.9496 0.0774
-5.250 -0.0302 0.07201 0.06789 -0.0661 0.9387 0.0837
-5.000 0.0274 0.06854 0.06423 -0.0816 0.9255 0.0867
-4.750 0.0430 0.06418 0.05989 -0.0801 0.9124 0.0886
-4.500 0.0681 0.06112 0.05679 -0.0820 0.8984 0.0924
-4.250 0.1249 0.04207 0.03776 -0.0854 0.8438 0.1013
-4.000 0.1357 0.03891 0.03458 -0.0834 0.8313 0.1034
-3.750 0.1544 0.03635 0.03197 -0.0841 0.8186 0.1074
-3.500 0.1978 0.03421 0.02954 -0.0926 0.8059 0.1157
-3.250 0.2089 0.03095 0.02627 -0.0902 0.7969 0.1184
-3.000 0.2312 0.02880 0.02404 -0.0912 0.7847 0.1237
-2.750 0.2686 0.02664 0.02162 -0.0963 0.7736 0.1313
-2.500 0.2869 0.02426 0.01918 -0.0954 0.7649 0.1363
-2.250 0.3198 0.02253 0.01725 -0.0986 0.7532 0.1468
-2.000 0.3430 0.02078 0.01541 -0.0988 0.7435 0.1541
-1.750 0.3730 0.01900 0.01343 -0.1006 0.7339 0.1633
-1.500 0.4026 0.01775 0.01200 -0.1022 0.7229 0.1766
-1.250 0.4288 0.01630 0.01040 -0.1026 0.7141 0.1923
-1.000 0.4552 0.01513 0.00911 -0.1032 0.7033 0.2084
-0.750 0.4842 0.01445 0.00823 -0.1040 0.6926 0.2355
-0.500 0.5080 0.01292 0.00663 -0.1038 0.6841 0.2550
0.250 0.6457 0.02570 0.01769 -0.1151 0.6704 0.1704
0.500 0.6793 0.02462 0.01605 -0.1153 0.6597 0.1589
0.750 0.7075 0.02357 0.01481 -0.1149 0.6507 0.1630
1.000 0.7354 0.02309 0.01417 -0.1146 0.6385 0.1709
1.250 0.7631 0.02255 0.01347 -0.1143 0.6274 0.1784
1.500 0.7916 0.02215 0.01279 -0.1137 0.6184 0.1872
1.750 0.8182 0.02185 0.01249 -0.1133 0.6061 0.1968
2.000 0.8454 0.02168 0.01218 -0.1128 0.5950 0.2056
2.250 0.8728 0.02142 0.01179 -0.1122 0.5858 0.2157
2.500 0.8992 0.02132 0.01171 -0.1117 0.5739 0.2277
2.750 0.9260 0.02129 0.01163 -0.1111 0.5630 0.2380
3.000 0.9534 0.02118 0.01141 -0.1105 0.5547 0.2542
3.250 0.9789 0.02128 0.01161 -0.1100 0.5432 0.2740
3.500 1.0053 0.02135 0.01172 -0.1095 0.5338 0.3010
3.750 1.0314 0.02031 0.01173 -0.1089 0.5250 1.0000
4.000 1.0576 0.02083 0.01203 -0.1083 0.5154 1.0000
4.250 1.0847 0.02114 0.01211 -0.1078 0.5078 1.0000
4.500 1.1094 0.02168 0.01267 -0.1073 0.4978 1.0000
4.750 1.1365 0.02194 0.01273 -0.1068 0.4903 1.0000
5.000 1.1606 0.02242 0.01327 -0.1062 0.4800 1.0000
5.250 1.1865 0.02279 0.01358 -0.1057 0.4723 1.0000
5.500 1.2112 0.02325 0.01406 -0.1051 0.4637 1.0000
5.750 1.2369 0.02367 0.01444 -0.1047 0.4566 1.0000
6.000 1.2612 0.02415 0.01498 -0.1041 0.4482 1.0000
6.250 1.2871 0.02455 0.01535 -0.1036 0.4417 1.0000
6.500 1.3103 0.02518 0.01611 -0.1030 0.4338 1.0000
6.750 1.3377 0.02546 0.01626 -0.1027 0.4281 1.0000
7.000 1.3588 0.02616 0.01721 -0.1019 0.4192 1.0000
7.250 1.3860 0.02636 0.01729 -0.1015 0.4129 1.0000
7.500 1.4065 0.02712 0.01829 -0.1006 0.4044 1.0000
7.750 1.4333 0.02736 0.01846 -0.1002 0.3979 1.0000
8.000 1.4533 0.02812 0.01947 -0.0992 0.3893 1.0000
8.250 1.4803 0.02831 0.01956 -0.0988 0.3823 1.0000
8.500 1.4991 0.02909 0.02060 -0.0977 0.3731 1.0000
8.750 1.5262 0.02932 0.02075 -0.0973 0.3658 1.0000
9.000 1.5437 0.03009 0.02180 -0.0960 0.3559 1.0000
9.250 1.5659 0.03061 0.02238 -0.0951 0.3466 1.0000
9.500 1.5897 0.03092 0.02268 -0.0943 0.3365 1.0000
9.750 1.6060 0.03167 0.02366 -0.0928 0.3244 1.0000
10.000 1.6238 0.03232 0.02441 -0.0914 0.3117 1.0000
10.250 1.6415 0.03296 0.02511 -0.0899 0.2983 1.0000
10.500 1.6584 0.03364 0.02581 -0.0884 0.2849 1.0000
10.750 1.6749 0.03426 0.02643 -0.0868 0.2720 1.0000
11.000 1.6895 0.03477 0.02693 -0.0851 0.2593 1.0000
11.250 1.6954 0.03566 0.02803 -0.0825 0.2471 1.0000
11.500 1.7017 0.03664 0.02915 -0.0800 0.2364 1.0000
11.750 1.7105 0.03748 0.03001 -0.0778 0.2271 1.0000
12.000 1.7123 0.03859 0.03128 -0.0749 0.2184 1.0000
12.250 1.7114 0.03992 0.03273 -0.0720 0.2107 1.0000
12.500 1.7111 0.04126 0.03415 -0.0694 0.2032 1.0000
12.750 1.7071 0.04318 0.03623 -0.0672 0.1961 1.0000
13.000 1.7039 0.04505 0.03815 -0.0654 0.1887 1.0000
13.250 1.6957 0.04772 0.04102 -0.0640 0.1815 1.0000
13.500 1.6908 0.05016 0.04347 -0.0630 0.1741 1.0000
13.750 1.6808 0.05363 0.04718 -0.0625 0.1676 1.0000
14.000 1.6747 0.05665 0.05021 -0.0621 0.1609 1.0000
14.250 1.6623 0.06078 0.05457 -0.0622 0.1545 1.0000
14.500 1.6525 0.06448 0.05828 -0.0623 0.1473 1.0000
14.750 1.6359 0.06954 0.06356 -0.0631 0.1410 1.0000
15.000 1.6226 0.07393 0.06788 -0.0636 0.1329 1.0000
15.250 1.6020 0.08005 0.07426 -0.0653 0.1264 1.0000
15.500 1.5844 0.08561 0.07980 -0.0667 0.1179 1.0000
15.750 1.5625 0.09241 0.08678 -0.0690 0.1103 1.0000
16.000 1.5409 0.09932 0.09376 -0.0713 0.1016 1.0000
16.250 1.5206 0.10615 0.10056 -0.0739 0.0927 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 265 AIRFOIL (goe265-il)