GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 265 AIRFOIL (goe265-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 61.54 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe265-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe265-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2050 0.10494 0.10046 -0.0247 1.0000 0.0425
-8.000 -0.2030 0.10345 0.09906 -0.0260 1.0000 0.0438
-7.750 -0.2046 0.10268 0.09842 -0.0277 0.9942 0.0443
-7.500 -0.1806 0.10019 0.09593 -0.0383 0.9638 0.0446
-7.250 -0.1630 0.09387 0.08962 -0.0361 0.9531 0.0455
-7.000 -0.1411 0.08993 0.08564 -0.0393 0.9354 0.0468
-6.750 -0.1190 0.08644 0.08211 -0.0434 0.9169 0.0483
-6.500 -0.0989 0.08328 0.07891 -0.0475 0.8973 0.0502
-6.250 -0.0730 0.08102 0.07656 -0.0560 0.8759 0.0533
-6.000 -0.0383 0.07879 0.07417 -0.0682 0.8563 0.0539
-5.750 -0.0352 0.07416 0.06958 -0.0626 0.8422 0.0548
-5.500 -0.0200 0.07111 0.06647 -0.0627 0.8272 0.0560
-5.250 -0.0003 0.06829 0.06357 -0.0649 0.8128 0.0576
-5.000 0.0237 0.06556 0.06075 -0.0686 0.7990 0.0608
-4.750 0.0835 0.06321 0.05805 -0.0852 0.7854 0.0645
-4.500 0.1033 0.05927 0.05403 -0.0864 0.7747 0.0648
-4.250 0.1175 0.05598 0.05072 -0.0853 0.7630 0.0657
-4.000 0.1344 0.05373 0.04842 -0.0846 0.7518 0.0691
-3.750 0.1914 0.05167 0.04595 -0.0956 0.7410 0.0764
-3.500 0.2063 0.04686 0.04111 -0.0950 0.7306 0.0620
-3.250 0.2410 0.04394 0.03797 -0.0990 0.7197 0.0622
-3.000 0.2750 0.04115 0.03492 -0.1023 0.7093 0.0620
-2.750 0.3080 0.03847 0.03203 -0.1052 0.6979 0.0607
-2.500 0.3437 0.03591 0.02919 -0.1083 0.6873 0.0615
-2.250 0.3814 0.03320 0.02610 -0.1114 0.6782 0.0631
-2.000 0.4151 0.03082 0.02343 -0.1135 0.6678 0.0631
-1.750 0.4505 0.02821 0.02040 -0.1156 0.6593 0.0637
-1.500 0.4792 0.02707 0.01911 -0.1162 0.6494 0.0663
-1.250 0.5081 0.02613 0.01798 -0.1167 0.6402 0.0688
-1.000 0.5398 0.02451 0.01601 -0.1175 0.6316 0.0702
-0.750 0.5713 0.02297 0.01410 -0.1182 0.6223 0.0724
-0.500 0.6027 0.02152 0.01213 -0.1186 0.6142 0.0775
-0.250 0.6299 0.02126 0.01185 -0.1185 0.6042 0.0811
0.000 0.6586 0.02058 0.01089 -0.1184 0.5960 0.0853
0.250 0.6874 0.01992 0.00995 -0.1183 0.5865 0.0918
0.500 0.7144 0.01978 0.00976 -0.1181 0.5776 0.0979
0.750 0.7426 0.01939 0.00908 -0.1178 0.5686 0.1053
1.000 0.7694 0.01925 0.00897 -0.1176 0.5592 0.1123
1.250 0.7968 0.01902 0.00853 -0.1172 0.5508 0.1194
1.500 0.8236 0.01892 0.00845 -0.1169 0.5409 0.1269
1.750 0.8505 0.01882 0.00819 -0.1165 0.5327 0.1343
2.000 0.8773 0.01871 0.00809 -0.1161 0.5228 0.1403
2.250 0.9041 0.01872 0.00800 -0.1157 0.5137 0.1496
2.500 0.9306 0.01867 0.00794 -0.1153 0.5046 0.1563
2.750 0.9570 0.01871 0.00793 -0.1149 0.4953 0.1640
3.000 0.9832 0.01876 0.00796 -0.1144 0.4871 0.1748
3.250 1.0094 0.01885 0.00810 -0.1141 0.4774 0.1866
3.500 1.0356 0.01896 0.00816 -0.1137 0.4692 0.1996
3.750 1.0617 0.01910 0.00837 -0.1133 0.4596 0.2207
4.000 1.0877 0.01919 0.00858 -0.1130 0.4510 0.2727
4.500 1.1371 0.01875 0.00898 -0.1118 0.4336 1.0000
4.750 1.1622 0.01906 0.00920 -0.1112 0.4248 1.0000
5.000 1.1871 0.01940 0.00951 -0.1107 0.4151 1.0000
5.250 1.2118 0.01974 0.00974 -0.1101 0.4068 1.0000
5.500 1.2364 0.02011 0.01015 -0.1096 0.3978 1.0000
5.750 1.2610 0.02049 0.01047 -0.1090 0.3913 1.0000
6.000 1.2855 0.02092 0.01095 -0.1085 0.3844 1.0000
6.250 1.3098 0.02133 0.01133 -0.1080 0.3786 1.0000
6.500 1.3337 0.02178 0.01185 -0.1074 0.3716 1.0000
6.750 1.3573 0.02222 0.01230 -0.1068 0.3647 1.0000
7.000 1.3806 0.02269 0.01280 -0.1061 0.3580 1.0000
7.250 1.4037 0.02317 0.01338 -0.1055 0.3514 1.0000
7.500 1.4265 0.02365 0.01386 -0.1048 0.3452 1.0000
7.750 1.4483 0.02417 0.01450 -0.1040 0.3370 1.0000
8.000 1.4702 0.02467 0.01499 -0.1032 0.3303 1.0000
8.250 1.4913 0.02524 0.01575 -0.1023 0.3228 1.0000
8.500 1.5126 0.02579 0.01635 -0.1015 0.3169 1.0000
8.750 1.5331 0.02641 0.01712 -0.1006 0.3104 1.0000
9.000 1.5530 0.02702 0.01785 -0.0995 0.3037 1.0000
9.250 1.5724 0.02766 0.01861 -0.0985 0.2973 1.0000
9.500 1.5903 0.02834 0.01948 -0.0973 0.2897 1.0000
9.750 1.6079 0.02903 0.02025 -0.0960 0.2828 1.0000
10.000 1.6234 0.02980 0.02124 -0.0946 0.2744 1.0000
10.250 1.6379 0.03059 0.02215 -0.0930 0.2664 1.0000
10.500 1.6498 0.03147 0.02321 -0.0911 0.2569 1.0000
10.750 1.6597 0.03244 0.02433 -0.0891 0.2471 1.0000
11.000 1.6643 0.03350 0.02545 -0.0864 0.2375 1.0000
11.250 1.6670 0.03483 0.02693 -0.0839 0.2261 1.0000
11.500 1.6679 0.03642 0.02863 -0.0816 0.2146 1.0000
11.750 1.6664 0.03835 0.03063 -0.0796 0.2030 1.0000
12.000 1.6629 0.04066 0.03300 -0.0780 0.1918 1.0000
12.250 1.6579 0.04334 0.03573 -0.0767 0.1813 1.0000
12.500 1.6529 0.04629 0.03876 -0.0758 0.1715 1.0000
12.750 1.6457 0.04962 0.04216 -0.0752 0.1633 1.0000
13.000 1.6374 0.05326 0.04585 -0.0748 0.1563 1.0000
13.250 1.6295 0.05699 0.04967 -0.0746 0.1504 1.0000
13.500 1.6204 0.06097 0.05376 -0.0746 0.1452 1.0000
13.750 1.6089 0.06529 0.05811 -0.0748 0.1406 1.0000
14.000 1.5992 0.06961 0.06259 -0.0751 0.1355 1.0000
14.250 1.5868 0.07436 0.06742 -0.0757 0.1308 1.0000
14.500 1.5743 0.07917 0.07226 -0.0764 0.1266 1.0000
14.750 1.5641 0.08403 0.07732 -0.0773 0.1220 1.0000
15.000 1.5530 0.08904 0.08247 -0.0784 0.1178 1.0000
15.250 1.5414 0.09412 0.08759 -0.0796 0.1136 1.0000
15.500 1.5298 0.09955 0.09320 -0.0811 0.1091 1.0000
15.750 1.5164 0.10546 0.09929 -0.0830 0.1037 1.0000
16.000 1.5027 0.11132 0.10518 -0.0850 0.0984 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 265 AIRFOIL (goe265-il)