GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 59.14 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe269-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe269-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 269 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3467 0.10527 0.10028 -0.0129 1.0000 0.0626
-8.000 -0.3416 0.10286 0.09792 -0.0147 1.0000 0.0646
-7.750 -0.3418 0.10211 0.09725 -0.0183 1.0000 0.0661
-7.500 -0.3340 0.10227 0.09746 -0.0292 1.0000 0.0668
-7.250 -0.3256 0.09729 0.09253 -0.0296 1.0000 0.0674
-7.000 -0.3179 0.09175 0.08703 -0.0242 1.0000 0.0685
-6.750 -0.3089 0.08824 0.08354 -0.0235 1.0000 0.0698
-6.500 -0.3002 0.08530 0.08065 -0.0242 1.0000 0.0715
-6.250 -0.2920 0.08262 0.07802 -0.0255 1.0000 0.0733
-6.000 -0.2840 0.08016 0.07561 -0.0273 1.0000 0.0755
-5.750 -0.2591 0.08018 0.07552 -0.0404 1.0000 0.0791
-5.500 -0.2538 0.07654 0.07192 -0.0407 1.0000 0.0799
-5.250 -0.2574 0.07307 0.06857 -0.0358 1.0000 0.0807
-5.000 -0.2576 0.07059 0.06616 -0.0330 1.0000 0.0818
-4.750 -0.2552 0.06851 0.06413 -0.0317 1.0000 0.0833
-4.500 -0.2499 0.06654 0.06217 -0.0316 1.0000 0.0852
-4.250 -0.2395 0.06454 0.06015 -0.0330 1.0000 0.0880
-4.000 -0.1802 0.06058 0.05589 -0.0470 0.9953 0.0939
-3.750 -0.1517 0.05653 0.05189 -0.0492 0.9887 0.0978
-3.500 -0.0791 0.05281 0.04773 -0.0634 0.9816 0.1081
-3.250 -0.0447 0.04871 0.04370 -0.0666 0.9734 0.1121
-3.000 0.0148 0.04547 0.04012 -0.0761 0.9652 0.1238
-2.750 0.0656 0.04263 0.03706 -0.0828 0.9583 0.1382
-2.500 0.1115 0.04015 0.03439 -0.0881 0.9503 0.1526
-2.250 0.1574 0.03713 0.03128 -0.0932 0.9440 0.1679
-2.000 0.1992 0.03439 0.02850 -0.0973 0.9369 0.1853
-1.750 0.2423 0.03212 0.02614 -0.1014 0.9292 0.2147
-0.500 0.4567 0.02384 0.01598 -0.1129 0.8806 0.1525
-0.250 0.4864 0.02245 0.01444 -0.1126 0.8674 0.1435
0.000 0.5172 0.02166 0.01324 -0.1119 0.8543 0.1354
0.250 0.5457 0.02099 0.01233 -0.1111 0.8410 0.1367
0.500 0.5723 0.02008 0.01146 -0.1104 0.8276 0.1444
0.750 0.5996 0.01948 0.01072 -0.1093 0.8143 0.1484
1.000 0.6260 0.01891 0.01011 -0.1082 0.8005 0.1577
1.250 0.6523 0.01853 0.00961 -0.1069 0.7864 0.1659
1.500 0.6778 0.01803 0.00918 -0.1057 0.7718 0.1770
1.750 0.7033 0.01767 0.00881 -0.1044 0.7565 0.1879
2.000 0.7292 0.01745 0.00855 -0.1033 0.7404 0.1993
2.250 0.7554 0.01729 0.00839 -0.1024 0.7237 0.2214
2.500 0.7820 0.01703 0.00833 -0.1016 0.7068 0.2741
2.750 0.8043 0.01588 0.00825 -0.0996 0.6906 1.0000
3.000 0.8305 0.01617 0.00831 -0.0987 0.6736 1.0000
3.250 0.8566 0.01647 0.00846 -0.0979 0.6570 1.0000
3.500 0.8828 0.01679 0.00868 -0.0972 0.6408 1.0000
3.750 0.9088 0.01708 0.00887 -0.0964 0.6243 1.0000
4.000 0.9345 0.01728 0.00896 -0.0955 0.6065 1.0000
4.250 0.9600 0.01739 0.00897 -0.0945 0.5881 1.0000
4.500 0.9853 0.01756 0.00908 -0.0936 0.5693 1.0000
4.750 1.0111 0.01781 0.00931 -0.0929 0.5530 1.0000
5.000 1.0369 0.01808 0.00956 -0.0923 0.5377 1.0000
5.250 1.0627 0.01836 0.00986 -0.0917 0.5225 1.0000
5.500 1.0882 0.01864 0.01014 -0.0910 0.5066 1.0000
5.750 1.1134 0.01894 0.01044 -0.0903 0.4902 1.0000
6.000 1.1385 0.01928 0.01081 -0.0896 0.4735 1.0000
6.250 1.1633 0.01967 0.01119 -0.0889 0.4564 1.0000
6.500 1.1878 0.02010 0.01158 -0.0880 0.4380 1.0000
6.750 1.2114 0.02059 0.01205 -0.0871 0.4175 1.0000
7.000 1.2342 0.02109 0.01261 -0.0861 0.3939 1.0000
7.250 1.2560 0.02164 0.01316 -0.0850 0.3680 1.0000
7.500 1.2768 0.02222 0.01370 -0.0837 0.3393 1.0000
7.750 1.2968 0.02291 0.01432 -0.0824 0.3103 1.0000
8.000 1.3166 0.02370 0.01504 -0.0811 0.2842 1.0000
8.250 1.3364 0.02459 0.01595 -0.0798 0.2606 1.0000
8.500 1.3556 0.02550 0.01677 -0.0786 0.2411 1.0000
8.750 1.3735 0.02640 0.01769 -0.0772 0.2212 1.0000
9.000 1.3895 0.02727 0.01856 -0.0758 0.2010 1.0000
9.250 1.4043 0.02834 0.01956 -0.0743 0.1829 1.0000
9.500 1.4187 0.02953 0.02079 -0.0727 0.1664 1.0000
9.750 1.4311 0.03081 0.02217 -0.0709 0.1493 1.0000
10.000 1.4399 0.03228 0.02371 -0.0687 0.1306 1.0000
10.250 1.4424 0.03425 0.02565 -0.0658 0.1094 1.0000
10.500 1.4410 0.03634 0.02775 -0.0625 0.0892 1.0000
10.750 1.4393 0.03836 0.02979 -0.0591 0.0773 1.0000
11.000 1.4410 0.04062 0.03208 -0.0563 0.0697 1.0000
11.250 1.4445 0.04278 0.03422 -0.0541 0.0644 1.0000
11.500 1.4519 0.04532 0.03685 -0.0520 0.0601 1.0000
11.750 1.4572 0.04762 0.03932 -0.0502 0.0565 1.0000
12.000 1.4634 0.04995 0.04160 -0.0486 0.0532 1.0000
12.250 1.4716 0.05298 0.04481 -0.0470 0.0509 1.0000
12.500 1.4752 0.05603 0.04816 -0.0454 0.0495 1.0000
12.750 1.4760 0.05935 0.05180 -0.0439 0.0483 1.0000
13.000 1.4736 0.06294 0.05566 -0.0426 0.0474 1.0000
13.250 1.4678 0.06681 0.05981 -0.0416 0.0468 1.0000
13.500 1.4584 0.07100 0.06426 -0.0410 0.0462 1.0000
13.750 1.4460 0.07560 0.06912 -0.0410 0.0458 1.0000
14.000 1.4310 0.08062 0.07441 -0.0416 0.0455 1.0000
14.250 1.4122 0.08640 0.08045 -0.0430 0.0454 1.0000
14.500 1.3862 0.09353 0.08790 -0.0456 0.0458 1.0000
14.750 1.3489 0.10308 0.09780 -0.0507 0.0468 1.0000
15.000 1.3107 0.11388 0.10887 -0.0573 0.0480 1.0000
15.250 1.2728 0.12619 0.12140 -0.0655 0.0492 1.0000
15.500 1.2353 0.13997 0.13532 -0.0749 0.0505 1.0000
15.750 1.2048 0.15351 0.14891 -0.0835 0.0516 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 269 AIRFOIL (goe269-il)