GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 269 AIRFOIL (goe269-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 80.2 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe269-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe269-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3719 0.11219 0.10858 -0.0100 1.0000 0.0378
-8.750 -0.3721 0.11092 0.10736 -0.0142 1.0000 0.0382
-8.500 -0.3733 0.10929 0.10579 -0.0182 1.0000 0.0383
-8.250 -0.3564 0.10231 0.09880 -0.0151 1.0000 0.0389
-8.000 -0.3458 0.09872 0.09522 -0.0145 1.0000 0.0398
-7.750 -0.3384 0.09587 0.09240 -0.0152 1.0000 0.0407
-7.500 -0.3323 0.09316 0.08973 -0.0161 1.0000 0.0417
-7.250 -0.3259 0.09044 0.08704 -0.0176 1.0000 0.0428
-7.000 -0.3167 0.08759 0.08422 -0.0205 1.0000 0.0444
-6.750 -0.3004 0.08587 0.08253 -0.0315 1.0000 0.0460
-6.500 -0.2817 0.08345 0.08007 -0.0408 1.0000 0.0464
-6.250 -0.2866 0.07875 0.07548 -0.0348 1.0000 0.0469
-6.000 -0.2877 0.07615 0.07294 -0.0305 1.0000 0.0474
-5.750 -0.2892 0.07423 0.07107 -0.0280 1.0000 0.0481
-5.500 -0.2839 0.07205 0.06893 -0.0279 0.9991 0.0489
-5.250 -0.2446 0.06773 0.06454 -0.0358 0.9943 0.0513
-5.000 -0.1071 0.04348 0.04028 -0.0619 0.9692 0.0572
-4.750 -0.0803 0.03953 0.03631 -0.0645 0.9609 0.0587
-4.500 -0.0456 0.03547 0.03217 -0.0697 0.9533 0.0611
-4.250 0.0196 0.03223 0.02840 -0.0834 0.9431 0.0669
-4.000 0.0393 0.02701 0.02320 -0.0851 0.9320 0.0679
-3.750 0.0599 0.02408 0.02028 -0.0854 0.9195 0.0691
-3.500 0.0835 0.02171 0.01784 -0.0862 0.9068 0.0709
-3.250 0.1097 0.01953 0.01551 -0.0874 0.8945 0.0739
-3.000 0.1527 0.01788 0.01322 -0.0911 0.8812 0.0797
-2.750 0.1712 0.01514 0.01056 -0.0914 0.8693 0.0812
-2.500 0.1931 0.01369 0.00909 -0.0914 0.8570 0.0838
-2.250 0.2291 0.01365 0.00848 -0.0919 0.8436 0.0926
-2.000 0.2521 0.01094 0.00575 -0.0930 0.8350 0.0946
-1.750 0.2767 0.00981 0.00459 -0.0933 0.8232 0.0975
-1.500 0.3077 0.00908 0.00347 -0.0937 0.8119 0.1084
-1.250 0.3326 0.00800 0.00238 -0.0939 0.8023 0.1118
-1.000 0.3606 0.00736 0.00154 -0.0942 0.7907 0.1252
-0.750 0.3877 0.00678 0.00083 -0.0944 0.7794 0.1402
-0.500 0.4407 0.01810 0.01114 -0.0996 0.7903 0.0949
-0.250 0.4708 0.01653 0.00929 -0.0994 0.7782 0.0845
0.000 0.4994 0.01574 0.00828 -0.0990 0.7664 0.0861
0.250 0.5276 0.01522 0.00754 -0.0986 0.7548 0.0903
0.500 0.5559 0.01484 0.00692 -0.0981 0.7428 0.0927
0.750 0.5837 0.01398 0.00605 -0.0979 0.7299 0.0979
1.000 0.6113 0.01383 0.00581 -0.0976 0.7170 0.1060
1.250 0.6388 0.01337 0.00535 -0.0973 0.7042 0.1122
1.500 0.6662 0.01328 0.00519 -0.0969 0.6909 0.1207
1.750 0.6935 0.01302 0.00495 -0.0966 0.6772 0.1270
2.000 0.7209 0.01297 0.00486 -0.0962 0.6631 0.1355
2.250 0.7482 0.01283 0.00475 -0.0959 0.6481 0.1425
2.500 0.7756 0.01281 0.00471 -0.0956 0.6322 0.1510
2.750 0.8029 0.01277 0.00469 -0.0953 0.6150 0.1658
3.000 0.8300 0.01266 0.00468 -0.0950 0.5957 0.2018
3.250 0.8512 0.01126 0.00459 -0.0932 0.5769 1.0000
3.500 0.8778 0.01144 0.00459 -0.0927 0.5568 1.0000
3.750 0.9045 0.01160 0.00466 -0.0924 0.5357 1.0000
4.000 0.9312 0.01181 0.00477 -0.0920 0.5171 1.0000
4.250 0.9579 0.01205 0.00493 -0.0916 0.5003 1.0000
4.500 0.9843 0.01232 0.00511 -0.0913 0.4840 1.0000
4.750 1.0107 0.01261 0.00533 -0.0910 0.4687 1.0000
5.000 1.0370 0.01293 0.00559 -0.0906 0.4546 1.0000
5.250 1.0632 0.01326 0.00591 -0.0903 0.4411 1.0000
5.500 1.0893 0.01360 0.00623 -0.0900 0.4277 1.0000
5.750 1.1151 0.01396 0.00656 -0.0896 0.4137 1.0000
6.000 1.1407 0.01431 0.00692 -0.0892 0.3993 1.0000
6.250 1.1662 0.01466 0.00727 -0.0888 0.3843 1.0000
6.500 1.1913 0.01498 0.00762 -0.0883 0.3669 1.0000
6.750 1.2158 0.01532 0.00796 -0.0878 0.3473 1.0000
7.000 1.2401 0.01568 0.00834 -0.0872 0.3250 1.0000
7.250 1.2634 0.01611 0.00874 -0.0865 0.2965 1.0000
7.500 1.2856 0.01668 0.00921 -0.0857 0.2598 1.0000
7.750 1.3062 0.01748 0.00982 -0.0848 0.2252 1.0000
8.000 1.3265 0.01833 0.01054 -0.0839 0.1982 1.0000
8.250 1.3468 0.01917 0.01130 -0.0830 0.1788 1.0000
8.500 1.3670 0.02000 0.01210 -0.0820 0.1633 1.0000
8.750 1.3868 0.02082 0.01291 -0.0810 0.1498 1.0000
9.000 1.4061 0.02165 0.01376 -0.0800 0.1376 1.0000
9.250 1.4251 0.02246 0.01459 -0.0789 0.1246 1.0000
9.500 1.4446 0.02318 0.01538 -0.0779 0.1094 1.0000
9.750 1.4622 0.02409 0.01625 -0.0767 0.0807 1.0000
10.000 1.4674 0.02621 0.01803 -0.0740 0.0516 1.0000
10.250 1.4729 0.02805 0.01988 -0.0712 0.0428 1.0000
10.500 1.4809 0.02950 0.02147 -0.0686 0.0386 1.0000
10.750 1.4828 0.03111 0.02315 -0.0654 0.0361 1.0000
11.000 1.4779 0.03336 0.02546 -0.0619 0.0344 1.0000
11.250 1.4805 0.03526 0.02750 -0.0595 0.0331 1.0000
11.500 1.4831 0.03729 0.02967 -0.0575 0.0318 1.0000
11.750 1.4853 0.03946 0.03195 -0.0558 0.0305 1.0000
12.000 1.4866 0.04181 0.03439 -0.0544 0.0293 1.0000
12.250 1.4857 0.04450 0.03714 -0.0531 0.0282 1.0000
12.500 1.4825 0.04768 0.04037 -0.0513 0.0273 1.0000
12.750 1.4858 0.05018 0.04303 -0.0502 0.0268 1.0000
13.000 1.4884 0.05283 0.04584 -0.0492 0.0263 1.0000
13.250 1.4904 0.05562 0.04880 -0.0482 0.0258 1.0000
13.500 1.4917 0.05856 0.05191 -0.0473 0.0253 1.0000
13.750 1.4915 0.06172 0.05524 -0.0466 0.0249 1.0000
14.000 1.4901 0.06511 0.05882 -0.0461 0.0245 1.0000
14.250 1.4872 0.06874 0.06262 -0.0458 0.0242 1.0000
14.500 1.4818 0.07270 0.06678 -0.0459 0.0239 1.0000
14.750 1.4748 0.07694 0.07123 -0.0464 0.0236 1.0000
15.000 1.4663 0.08147 0.07593 -0.0472 0.0234 1.0000
15.250 1.4567 0.08624 0.08088 -0.0484 0.0231 1.0000
15.500 1.4464 0.09131 0.08612 -0.0499 0.0229 1.0000
15.750 1.4348 0.09678 0.09178 -0.0518 0.0227 1.0000
16.000 1.4220 0.10266 0.09783 -0.0543 0.0225 1.0000
16.250 1.4077 0.10912 0.10449 -0.0573 0.0224 1.0000
16.500 1.3901 0.11661 0.11220 -0.0614 0.0225 1.0000
16.750 1.3671 0.12579 0.12165 -0.0671 0.0227 1.0000
17.000 1.3382 0.13708 0.13325 -0.0745 0.0232 1.0000
17.250 1.2714 0.16057 0.15718 -0.0913 0.0252 1.0000
17.500 1.2241 0.18127 0.17802 -0.1051 0.0267 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 269 AIRFOIL (goe269-il)