GOE 359 AIRFOIL (goe359-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 359 AIRFOIL (goe359-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 61.45 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe359-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe359-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 359 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 -0.2678 0.09579 0.09145 -0.0263 1.0000 0.0507
-7.000 -0.2707 0.09385 0.08962 -0.0250 1.0000 0.0518
-6.750 -0.2750 0.09209 0.08797 -0.0238 1.0000 0.0529
-6.500 -0.2846 0.09090 0.08690 -0.0218 1.0000 0.0537
-6.250 -0.2976 0.09008 0.08619 -0.0193 1.0000 0.0543
-6.000 -0.3093 0.08917 0.08537 -0.0174 1.0000 0.0550
-5.750 -0.3180 0.08805 0.08432 -0.0165 1.0000 0.0560
-5.500 -0.2458 0.08425 0.08030 -0.0438 0.9884 0.0598
-5.250 -0.2384 0.07781 0.07397 -0.0386 0.9844 0.0618
-5.000 -0.2062 0.07362 0.06973 -0.0437 0.9757 0.0680
-4.750 -0.1559 0.06843 0.06439 -0.0569 0.9658 0.0745
-4.500 -0.1152 0.06424 0.06013 -0.0634 0.9588 0.0827
-4.250 -0.0743 0.05965 0.05542 -0.0713 0.9485 0.0889
-4.000 -0.0211 0.05552 0.05105 -0.0818 0.9395 0.1008
-3.750 0.0243 0.05151 0.04688 -0.0886 0.9327 0.1150
-3.500 0.0665 0.04796 0.04317 -0.0943 0.9236 0.1293
-3.250 0.1111 0.04408 0.03919 -0.0996 0.9181 0.1452
-3.000 0.1471 0.04121 0.03623 -0.1028 0.9081 0.1644
-2.750 0.1927 0.03819 0.03304 -0.1077 0.9021 0.1956
-2.500 0.2306 0.03626 0.03086 -0.1111 0.8902 0.2311
-2.250 0.2548 0.01593 0.01093 -0.1049 0.8467 0.2643
-2.000 0.2757 0.01424 0.00921 -0.1041 0.8344 0.3086
-1.500 0.3988 0.02596 0.01861 -0.1211 0.8460 0.1429
-1.250 0.4337 0.02394 0.01593 -0.1210 0.8337 0.1127
-1.000 0.4627 0.02246 0.01427 -0.1208 0.8211 0.1085
-0.750 0.4919 0.02161 0.01312 -0.1203 0.8086 0.1098
-0.500 0.5210 0.02074 0.01198 -0.1198 0.7968 0.1083
-0.250 0.5495 0.02001 0.01105 -0.1192 0.7853 0.1070
0.000 0.5760 0.01952 0.01042 -0.1184 0.7725 0.1074
0.250 0.6023 0.01912 0.00994 -0.1176 0.7601 0.1094
0.500 0.6287 0.01881 0.00955 -0.1168 0.7484 0.1128
0.750 0.6548 0.01845 0.00921 -0.1161 0.7379 0.1220
1.000 0.6823 0.01821 0.00891 -0.1154 0.7270 0.1392
1.250 0.7087 0.01781 0.00875 -0.1149 0.7145 0.2042
1.500 0.7353 0.01631 0.00855 -0.1140 0.7024 1.0000
1.750 0.7612 0.01648 0.00848 -0.1131 0.6902 1.0000
2.000 0.7873 0.01662 0.00842 -0.1123 0.6780 1.0000
2.250 0.8141 0.01676 0.00836 -0.1116 0.6671 1.0000
2.500 0.8396 0.01701 0.00852 -0.1110 0.6557 1.0000
2.750 0.8649 0.01733 0.00877 -0.1104 0.6451 1.0000
3.000 0.8912 0.01759 0.00893 -0.1099 0.6356 1.0000
3.250 0.9175 0.01784 0.00910 -0.1094 0.6258 1.0000
3.500 0.9423 0.01819 0.00946 -0.1088 0.6151 1.0000
3.750 0.9683 0.01849 0.00972 -0.1083 0.6058 1.0000
4.000 0.9946 0.01876 0.00993 -0.1079 0.5964 1.0000
4.250 1.0190 0.01912 0.01033 -0.1072 0.5854 1.0000
4.500 1.0442 0.01943 0.01067 -0.1066 0.5749 1.0000
4.750 1.0708 0.01965 0.01083 -0.1061 0.5649 1.0000
5.000 1.0953 0.01995 0.01117 -0.1054 0.5531 1.0000
5.250 1.1195 0.02025 0.01152 -0.1046 0.5406 1.0000
5.500 1.1438 0.02048 0.01182 -0.1037 0.5272 1.0000
5.750 1.1680 0.02065 0.01199 -0.1028 0.5125 1.0000
6.000 1.1919 0.02066 0.01196 -0.1016 0.4956 1.0000
6.250 1.2132 0.02057 0.01183 -0.1000 0.4735 1.0000
6.500 1.2345 0.02049 0.01171 -0.0985 0.4512 1.0000
6.750 1.2539 0.02059 0.01184 -0.0968 0.4279 1.0000
7.000 1.2735 0.02073 0.01192 -0.0952 0.4053 1.0000
7.250 1.2930 0.02104 0.01231 -0.0938 0.3835 1.0000
7.500 1.3118 0.02135 0.01266 -0.0923 0.3604 1.0000
7.750 1.3308 0.02177 0.01313 -0.0909 0.3383 1.0000
8.000 1.3499 0.02227 0.01365 -0.0896 0.3201 1.0000
8.250 1.3685 0.02284 0.01427 -0.0882 0.3007 1.0000
8.500 1.3829 0.02359 0.01491 -0.0863 0.2738 1.0000
9.000 1.4113 0.02538 0.01667 -0.0825 0.2342 1.0000
9.250 1.4260 0.02627 0.01766 -0.0807 0.2195 1.0000
9.500 1.4380 0.02731 0.01877 -0.0786 0.1970 1.0000
9.750 1.4467 0.02854 0.02001 -0.0762 0.1603 1.0000
10.000 1.4396 0.03070 0.02177 -0.0722 0.1070 1.0000
10.250 1.4246 0.03373 0.02436 -0.0680 0.0628 1.0000
10.500 1.4159 0.03654 0.02713 -0.0648 0.0529 1.0000
10.750 1.4120 0.03915 0.02990 -0.0626 0.0464 1.0000
11.000 1.4036 0.04236 0.03324 -0.0607 0.0429 1.0000
11.250 1.4021 0.04507 0.03618 -0.0595 0.0401 1.0000
11.500 1.3979 0.04823 0.03952 -0.0586 0.0380 1.0000
11.750 1.3917 0.05175 0.04324 -0.0580 0.0368 1.0000
12.000 1.3842 0.05560 0.04726 -0.0577 0.0360 1.0000
12.250 1.3754 0.05974 0.05156 -0.0578 0.0353 1.0000
12.500 1.3659 0.06410 0.05607 -0.0580 0.0348 1.0000
12.750 1.3561 0.06853 0.06065 -0.0583 0.0344 1.0000
13.000 1.3468 0.07289 0.06513 -0.0585 0.0340 1.0000
13.250 1.3401 0.07676 0.06907 -0.0583 0.0336 1.0000
13.500 1.3405 0.07957 0.07196 -0.0574 0.0333 1.0000
13.750 1.3470 0.08139 0.07384 -0.0556 0.0329 1.0000
14.000 1.3609 0.08219 0.07469 -0.0528 0.0326 1.0000
14.250 1.3802 0.08275 0.07532 -0.0494 0.0325 1.0000
14.500 1.3932 0.08471 0.07747 -0.0473 0.0323 1.0000
14.750 1.3973 0.08791 0.08089 -0.0465 0.0320 1.0000
15.000 1.3959 0.09182 0.08504 -0.0465 0.0317 1.0000
15.250 1.3906 0.09626 0.08973 -0.0471 0.0316 1.0000
15.500 1.3826 0.10119 0.09491 -0.0482 0.0315 1.0000
15.750 1.3722 0.10660 0.10057 -0.0499 0.0316 1.0000
16.000 1.3597 0.11250 0.10670 -0.0522 0.0317 1.0000
16.250 1.3458 0.11881 0.11325 -0.0551 0.0319 1.0000
16.500 1.3305 0.12565 0.12030 -0.0587 0.0322 1.0000
16.750 1.3147 0.13291 0.12776 -0.0628 0.0324 1.0000
17.000 1.2984 0.14062 0.13566 -0.0675 0.0327 1.0000
17.250 1.2821 0.14874 0.14394 -0.0727 0.0330 1.0000
17.500 1.2665 0.15713 0.15246 -0.0781 0.0333 1.0000
17.750 1.2508 0.16617 0.16166 -0.0844 0.0337 1.0000
18.000 1.1638 0.20602 0.20159 -0.1123 0.0413 1.0000
18.250 1.1671 0.21071 0.20628 -0.1142 0.0425 1.0000
18.500 1.1576 0.22840 0.22387 -0.1234 0.0556 1.0000
18.750 0.8376 0.20060 0.19639 -0.0835 0.0500 1.0000
19.000 0.8396 0.20449 0.20029 -0.0842 0.0527 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 359 AIRFOIL (goe359-il)