GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 34.1 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe284-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe284-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 284 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.1306 0.10443 0.09966 -0.0663 0.9420 0.1489
-9.500 -0.1184 0.10157 0.09675 -0.0677 0.9199 0.1543
-9.250 -0.1704 0.09868 0.09388 -0.0767 0.8926 0.1597
-9.000 -0.1278 0.09548 0.09058 -0.0697 0.8757 0.1622
-8.750 -0.1132 0.09338 0.08842 -0.0674 0.8580 0.1660
-8.250 -0.1412 0.08671 0.08168 -0.0732 0.8291 0.1772
-8.000 -0.1128 0.08469 0.07959 -0.0694 0.8174 0.1806
-7.750 -0.2138 0.06459 0.05907 -0.0944 0.8096 0.1441
-7.500 -0.2048 0.06078 0.05522 -0.0943 0.8007 0.1456
-7.250 -0.1963 0.05716 0.05148 -0.0948 0.7914 0.1467
-7.000 -0.1883 0.05351 0.04762 -0.0951 0.7851 0.1484
-6.750 -0.1801 0.04981 0.04371 -0.0964 0.7760 0.1515
-6.500 -0.1772 0.04470 0.03801 -0.0976 0.7696 0.1564
-6.250 -0.1630 0.04190 0.03486 -0.0976 0.7642 0.1622
-6.000 -0.1387 0.04185 0.03491 -0.0972 0.7559 0.1689
-5.750 -0.1237 0.03923 0.03156 -0.0974 0.7500 0.1751
-5.500 -0.0978 0.03886 0.03146 -0.0967 0.7453 0.1822
-5.250 -0.0765 0.03779 0.03020 -0.0969 0.7384 0.1882
-5.000 -0.0547 0.03614 0.02812 -0.0971 0.7330 0.1911
-4.750 -0.0306 0.03483 0.02635 -0.0970 0.7288 0.1928
-4.500 -0.0060 0.03317 0.02451 -0.0970 0.7253 0.1948
-4.250 0.0178 0.03239 0.02369 -0.0972 0.7195 0.1964
-4.000 0.0431 0.03175 0.02298 -0.0972 0.7142 0.1988
-3.750 0.0696 0.03102 0.02208 -0.0972 0.7100 0.2010
-3.500 0.0971 0.03029 0.02111 -0.0971 0.7067 0.2028
-3.250 0.1228 0.02994 0.02062 -0.0972 0.7028 0.2049
-3.000 0.1472 0.02982 0.02038 -0.0973 0.6980 0.2076
-2.750 0.1735 0.02959 0.01995 -0.0973 0.6935 0.2101
-2.500 0.2009 0.02908 0.01933 -0.0972 0.6897 0.2125
-2.250 0.2292 0.02864 0.01886 -0.0972 0.6868 0.2156
-2.000 0.2539 0.02876 0.01901 -0.0971 0.6830 0.2195
-1.750 0.2750 0.02918 0.01946 -0.0969 0.6776 0.2239
-1.500 0.3004 0.02928 0.01948 -0.0968 0.6732 0.2288
-1.250 0.3285 0.02896 0.01919 -0.0967 0.6697 0.2340
-1.000 0.3582 0.02864 0.01887 -0.0965 0.6664 0.2409
-0.750 0.3759 0.02938 0.01966 -0.0958 0.6597 0.2482
-0.500 0.3982 0.02949 0.01992 -0.0952 0.6536 0.2577
-0.250 0.4284 0.02903 0.01949 -0.0949 0.6494 0.2731
0.000 0.4594 0.02845 0.01901 -0.0946 0.6460 0.2972
0.250 0.4699 0.02951 0.02040 -0.0934 0.6384 0.3312
0.500 0.4859 0.02857 0.02077 -0.0916 0.6330 0.5794
0.750 0.5640 0.02718 0.02002 -0.0975 0.6290 1.0000
1.000 0.5944 0.02706 0.01963 -0.0971 0.6256 1.0000
1.250 0.5915 0.02900 0.02165 -0.0941 0.6163 1.0000
1.500 0.6172 0.02912 0.02161 -0.0935 0.6111 1.0000
1.750 0.6517 0.02873 0.02101 -0.0935 0.6075 1.0000
2.000 0.6592 0.03017 0.02246 -0.0914 0.5997 1.0000
2.250 0.6782 0.03075 0.02297 -0.0902 0.5926 1.0000
2.500 0.7147 0.03021 0.02226 -0.0905 0.5888 1.0000
2.750 0.7522 0.02976 0.02161 -0.0909 0.5856 1.0000
3.000 0.7446 0.03204 0.02404 -0.0875 0.5735 1.0000
3.250 0.7821 0.03143 0.02328 -0.0879 0.5695 1.0000
3.500 0.8217 0.03081 0.02248 -0.0886 0.5663 1.0000
3.750 0.8149 0.03301 0.02484 -0.0851 0.5539 1.0000
4.000 0.8542 0.03227 0.02396 -0.0857 0.5499 1.0000
4.250 0.8958 0.03151 0.02302 -0.0866 0.5466 1.0000
4.500 0.8893 0.03358 0.02526 -0.0830 0.5338 1.0000
4.750 0.9297 0.03279 0.02433 -0.0838 0.5299 1.0000
5.000 0.9365 0.03416 0.02577 -0.0815 0.5203 1.0000
5.250 0.9639 0.03415 0.02570 -0.0811 0.5137 1.0000
5.500 1.0058 0.03329 0.02472 -0.0821 0.5099 1.0000
5.750 1.0017 0.03522 0.02677 -0.0787 0.4984 1.0000
6.000 1.0389 0.03457 0.02603 -0.0792 0.4934 1.0000
6.250 1.0847 0.03353 0.02483 -0.0807 0.4901 1.0000
6.500 1.0714 0.03587 0.02736 -0.0763 0.4779 1.0000
6.750 1.1124 0.03504 0.02642 -0.0773 0.4738 1.0000
7.000 1.1605 0.03403 0.02525 -0.0792 0.4708 1.0000
7.250 1.1306 0.03726 0.02875 -0.0732 0.4585 1.0000
7.500 1.1757 0.03630 0.02768 -0.0747 0.4552 1.0000
7.750 1.1325 0.04044 0.03203 -0.0677 0.4442 1.0000
8.000 1.1660 0.04012 0.03169 -0.0680 0.4401 1.0000
8.250 1.2191 0.03884 0.03032 -0.0703 0.4377 1.0000
8.500 1.0948 0.04955 0.04132 -0.0596 0.4221 1.0000
8.750 1.1499 0.04707 0.03879 -0.0603 0.4213 1.0000
9.000 1.2133 0.04439 0.03605 -0.0621 0.4204 1.0000
9.250 1.2803 0.04196 0.03352 -0.0650 0.4184 1.0000
9.500 0.6446 0.12627 0.11870 -0.0719 0.4419 1.0000
9.750 0.6584 0.12874 0.12119 -0.0722 0.4400 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)