GOE 360 AIRFOIL (goe360-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 360 AIRFOIL (goe360-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 73.36 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe360-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe360-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 360 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2400 0.09963 0.09642 -0.0321 1.0000 0.0297
-8.250 -0.2461 0.09820 0.09507 -0.0307 1.0000 0.0303
-8.000 -0.2639 0.09798 0.09494 -0.0266 1.0000 0.0305
-7.750 -0.2468 0.09483 0.09179 -0.0337 0.9931 0.0319
-7.500 -0.2112 0.09087 0.08778 -0.0535 0.9796 0.0324
-7.250 -0.1863 0.08507 0.08196 -0.0590 0.9741 0.0327
-7.000 -0.1666 0.08019 0.07710 -0.0580 0.9710 0.0333
-6.750 -0.1437 0.07621 0.07310 -0.0616 0.9619 0.0341
-6.500 -0.1175 0.07229 0.06914 -0.0671 0.9523 0.0352
-6.250 -0.0917 0.06860 0.06538 -0.0727 0.9412 0.0369
-6.000 -0.0535 0.06560 0.06217 -0.0841 0.9258 0.0393
-5.750 -0.0216 0.06294 0.05921 -0.0910 0.9110 0.0397
-5.500 -0.0170 0.05830 0.05466 -0.0887 0.8980 0.0402
-5.250 -0.0061 0.05541 0.05176 -0.0873 0.8846 0.0409
-5.000 0.0094 0.05282 0.04912 -0.0873 0.8710 0.0418
-4.750 0.0291 0.05028 0.04647 -0.0882 0.8577 0.0432
-4.500 0.0532 0.04776 0.04379 -0.0899 0.8448 0.0457
-4.250 0.1008 0.04732 0.04264 -0.0948 0.8323 0.0487
-4.000 0.1137 0.04218 0.03762 -0.0949 0.8199 0.0496
-3.750 0.1322 0.03958 0.03500 -0.0949 0.8067 0.0507
-3.500 0.1548 0.03745 0.03275 -0.0953 0.7942 0.0524
-3.250 0.1810 0.03547 0.03058 -0.0959 0.7823 0.0552
-3.000 0.2166 0.03406 0.02859 -0.0970 0.7714 0.0603
-2.750 0.2373 0.03139 0.02596 -0.0972 0.7590 0.0620
-2.500 0.2620 0.02971 0.02414 -0.0975 0.7468 0.0648
-2.250 0.2977 0.03107 0.02483 -0.0971 0.7349 0.0720
-2.000 0.3187 0.02673 0.02055 -0.0979 0.7247 0.0746
-1.750 0.3439 0.02529 0.01902 -0.0980 0.7130 0.0787
-1.500 0.3731 0.02429 0.01766 -0.0981 0.7015 0.0881
-1.250 0.3986 0.02300 0.01629 -0.0982 0.6907 0.0942
-1.000 0.4254 0.02196 0.01501 -0.0982 0.6804 0.1071
-0.750 0.4519 0.02104 0.01395 -0.0983 0.6686 0.1234
-0.500 0.4781 0.02018 0.01292 -0.0984 0.6574 0.1492
0.000 0.5292 0.01833 0.01090 -0.0985 0.6360 0.2124
0.250 0.5563 0.01767 0.01011 -0.0983 0.6246 0.2400
0.500 0.5844 0.01685 0.00919 -0.0981 0.6139 0.2480
0.750 0.6242 0.01723 0.00861 -0.0959 0.6039 0.1011
1.000 0.6524 0.01658 0.00782 -0.0953 0.5925 0.0868
1.250 0.6797 0.01585 0.00705 -0.0949 0.5818 0.0797
1.500 0.7072 0.01559 0.00658 -0.0944 0.5714 0.0737
1.750 0.7342 0.01549 0.00644 -0.0940 0.5591 0.0720
2.000 0.7606 0.01509 0.00604 -0.0936 0.5476 0.0716
2.250 0.7871 0.01487 0.00578 -0.0933 0.5371 0.0719
2.500 0.8133 0.01453 0.00548 -0.0930 0.5263 0.0763
2.750 0.8398 0.01445 0.00540 -0.0928 0.5148 0.0798
3.000 0.8664 0.01446 0.00532 -0.0925 0.5042 0.0834
3.250 0.8930 0.01451 0.00525 -0.0923 0.4946 0.0912
3.500 0.9179 0.01292 0.00541 -0.0917 0.4844 1.0000
3.750 0.9443 0.01319 0.00547 -0.0914 0.4757 1.0000
4.000 0.9705 0.01345 0.00560 -0.0911 0.4667 1.0000
4.250 0.9966 0.01374 0.00581 -0.0909 0.4580 1.0000
4.500 1.0227 0.01405 0.00600 -0.0907 0.4502 1.0000
4.750 1.0487 0.01435 0.00630 -0.0905 0.4423 1.0000
5.000 1.0749 0.01468 0.00655 -0.0903 0.4357 1.0000
5.250 1.1009 0.01503 0.00690 -0.0902 0.4289 1.0000
5.500 1.1268 0.01536 0.00722 -0.0900 0.4223 1.0000
5.750 1.1528 0.01576 0.00757 -0.0899 0.4165 1.0000
6.000 1.1784 0.01609 0.00796 -0.0896 0.4102 1.0000
6.250 1.2045 0.01649 0.00832 -0.0895 0.4051 1.0000
6.500 1.2302 0.01692 0.00881 -0.0894 0.4000 1.0000
6.750 1.2556 0.01729 0.00926 -0.0892 0.3946 1.0000
7.000 1.2816 0.01771 0.00965 -0.0891 0.3898 1.0000
7.250 1.3063 0.01812 0.01017 -0.0888 0.3840 1.0000
7.500 1.3303 0.01839 0.01048 -0.0883 0.3765 1.0000
7.750 1.3537 0.01871 0.01084 -0.0878 0.3685 1.0000
8.000 1.3770 0.01896 0.01114 -0.0873 0.3607 1.0000
8.250 1.3995 0.01927 0.01155 -0.0866 0.3526 1.0000
8.500 1.4216 0.01950 0.01176 -0.0859 0.3434 1.0000
8.750 1.4417 0.01971 0.01214 -0.0848 0.3333 1.0000
9.000 1.4614 0.01996 0.01246 -0.0837 0.3225 1.0000
9.250 1.4801 0.02022 0.01279 -0.0825 0.3108 1.0000
9.500 1.4959 0.02045 0.01315 -0.0808 0.2935 1.0000
9.750 1.5090 0.02086 0.01358 -0.0788 0.2697 1.0000
10.000 1.5143 0.02180 0.01436 -0.0759 0.2181 1.0000
10.250 1.4948 0.02441 0.01634 -0.0702 0.1329 1.0000
10.500 1.4712 0.02792 0.01941 -0.0654 0.0739 1.0000
10.750 1.4584 0.03095 0.02229 -0.0623 0.0478 1.0000
11.000 1.4530 0.03361 0.02496 -0.0602 0.0409 1.0000
11.250 1.4516 0.03608 0.02759 -0.0587 0.0379 1.0000
11.500 1.4474 0.03899 0.03064 -0.0575 0.0359 1.0000
11.750 1.4401 0.04242 0.03421 -0.0567 0.0345 1.0000
12.000 1.4299 0.04642 0.03837 -0.0562 0.0335 1.0000
12.250 1.4218 0.05036 0.04247 -0.0561 0.0329 1.0000
12.500 1.4142 0.05435 0.04662 -0.0561 0.0323 1.0000
12.750 1.4054 0.05855 0.05097 -0.0563 0.0318 1.0000
13.000 1.3962 0.06289 0.05544 -0.0566 0.0312 1.0000
13.250 1.3870 0.06732 0.05999 -0.0569 0.0306 1.0000
13.500 1.3785 0.07172 0.06450 -0.0574 0.0299 1.0000
13.750 1.3708 0.07603 0.06890 -0.0578 0.0292 1.0000
14.000 1.3638 0.08022 0.07315 -0.0582 0.0286 1.0000
14.250 1.3585 0.08410 0.07710 -0.0584 0.0280 1.0000
14.500 1.3558 0.08736 0.08037 -0.0581 0.0273 1.0000
14.750 1.3595 0.08904 0.08202 -0.0564 0.0266 1.0000
15.000 1.3673 0.09055 0.08357 -0.0550 0.0262 1.0000
15.250 1.3753 0.09229 0.08539 -0.0540 0.0259 1.0000
15.500 1.3848 0.09378 0.08697 -0.0528 0.0255 1.0000
15.750 1.3928 0.09560 0.08891 -0.0519 0.0250 1.0000
16.000 1.3995 0.09771 0.09113 -0.0512 0.0245 1.0000
16.250 1.4049 0.10008 0.09362 -0.0508 0.0239 1.0000
16.500 1.4103 0.10246 0.09613 -0.0504 0.0234 1.0000
16.750 1.4161 0.10485 0.09866 -0.0498 0.0231 1.0000
17.000 1.4197 0.10770 0.10167 -0.0496 0.0230 1.0000
17.250 1.4201 0.11117 0.10535 -0.0499 0.0230 1.0000
17.500 1.4170 0.11531 0.10971 -0.0508 0.0231 1.0000
17.750 1.4107 0.12015 0.11479 -0.0523 0.0233 1.0000
18.000 1.4015 0.12561 0.12049 -0.0545 0.0236 1.0000
18.250 1.3904 0.13162 0.12674 -0.0572 0.0239 1.0000
18.500 1.3777 0.13807 0.13342 -0.0605 0.0242 1.0000
18.750 1.3640 0.14493 0.14050 -0.0644 0.0246 1.0000
19.000 1.3498 0.15211 0.14789 -0.0686 0.0249 1.0000
19.250 1.3351 0.15966 0.15561 -0.0733 0.0253 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 360 AIRFOIL (goe360-il)