GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.46 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe364-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe364-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 364 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2482 0.10883 0.10457 -0.0260 1.0000 0.0603
-8.250 -0.2682 0.10906 0.10493 -0.0221 1.0000 0.0608
-8.000 -0.2877 0.10920 0.10518 -0.0187 1.0000 0.0613
-7.750 -0.2771 0.10764 0.10363 -0.0289 0.9895 0.0635
-7.500 -0.2581 0.10293 0.09892 -0.0367 0.9799 0.0648
-7.250 -0.2237 0.09713 0.09310 -0.0375 0.9756 0.0674
-7.000 -0.2002 0.09328 0.08922 -0.0430 0.9665 0.0705
-6.750 -0.1734 0.08981 0.08570 -0.0548 0.9535 0.0747
-6.500 -0.1465 0.08554 0.08135 -0.0675 0.9421 0.0765
-6.250 -0.1311 0.08124 0.07711 -0.0639 0.9350 0.0784
-6.000 -0.1035 0.07747 0.07332 -0.0675 0.9281 0.0830
-5.750 -0.0679 0.07575 0.07126 -0.0846 0.9134 0.0895
-5.500 -0.0472 0.06968 0.06537 -0.0817 0.9109 0.0920
-5.250 -0.0296 0.06688 0.06256 -0.0822 0.9008 0.0959
-5.000 0.0196 0.06284 0.05819 -0.0953 0.8947 0.1050
-4.750 0.0317 0.05966 0.05511 -0.0931 0.8847 0.1075
-4.500 0.0785 0.05669 0.05175 -0.1021 0.8790 0.1201
-4.250 0.0895 0.05346 0.04869 -0.0996 0.8688 0.1234
-4.000 0.1347 0.03396 0.02942 -0.0982 0.8388 0.1397
-3.750 0.1457 0.04801 0.04302 -0.1037 0.8528 0.1428
-3.500 0.1827 0.04493 0.03975 -0.1073 0.8473 0.1570
-3.250 0.2033 0.04311 0.03779 -0.1075 0.8359 0.1713
-3.000 0.2373 0.04044 0.03502 -0.1093 0.8304 0.1908
-2.750 0.2545 0.03905 0.03356 -0.1082 0.8185 0.2118
-2.500 0.2794 0.03704 0.03148 -0.1082 0.8102 0.2408
-2.250 0.3009 0.03533 0.02973 -0.1074 0.8003 0.2749
-1.750 0.3413 0.03204 0.02641 -0.1043 0.7816 0.3704
-1.500 0.3553 0.03062 0.02506 -0.1014 0.7697 0.4080
-1.250 0.4461 0.02900 0.02132 -0.1108 0.7628 0.1673
-1.000 0.4730 0.02683 0.01882 -0.1095 0.7513 0.1280
-0.750 0.5021 0.02574 0.01731 -0.1085 0.7411 0.1139
-0.500 0.5342 0.02463 0.01576 -0.1080 0.7320 0.1065
-0.250 0.5581 0.02414 0.01510 -0.1067 0.7202 0.1062
0.000 0.5888 0.02337 0.01417 -0.1065 0.7119 0.1075
0.250 0.6137 0.02292 0.01363 -0.1054 0.7008 0.1071
0.500 0.6391 0.02253 0.01319 -0.1045 0.6905 0.1081
0.750 0.6688 0.02197 0.01256 -0.1041 0.6819 0.1106
1.000 0.6912 0.02180 0.01239 -0.1027 0.6703 0.1151
1.250 0.7190 0.02135 0.01189 -0.1020 0.6603 0.1241
1.500 0.7474 0.02095 0.01138 -0.1013 0.6494 0.1373
1.750 0.7716 0.02062 0.01121 -0.1003 0.6377 0.1868
2.000 0.8305 0.01893 0.01079 -0.1060 0.6276 1.0000
2.250 0.8549 0.01916 0.01085 -0.1050 0.6181 1.0000
2.500 0.8782 0.01946 0.01103 -0.1040 0.6089 1.0000
2.750 0.9048 0.01961 0.01100 -0.1034 0.6005 1.0000
3.000 0.9264 0.01997 0.01132 -0.1022 0.5907 1.0000
3.250 0.9547 0.02007 0.01124 -0.1018 0.5830 1.0000
3.500 0.9747 0.02049 0.01166 -0.1004 0.5730 1.0000
3.750 1.0040 0.02057 0.01158 -0.1003 0.5657 1.0000
4.000 1.0232 0.02098 0.01202 -0.0987 0.5552 1.0000
4.250 1.0483 0.02120 0.01215 -0.0980 0.5464 1.0000
4.500 1.0725 0.02141 0.01230 -0.0971 0.5367 1.0000
4.750 1.0941 0.02176 0.01265 -0.0959 0.5266 1.0000
5.000 1.1231 0.02186 0.01259 -0.0958 0.5182 1.0000
5.250 1.1416 0.02229 0.01309 -0.0941 0.5069 1.0000
5.500 1.1647 0.02259 0.01337 -0.0931 0.4964 1.0000
5.750 1.1929 0.02274 0.01335 -0.0929 0.4865 1.0000
6.000 1.2110 0.02319 0.01387 -0.0912 0.4742 1.0000
6.250 1.2323 0.02365 0.01431 -0.0900 0.4628 1.0000
6.500 1.2578 0.02400 0.01457 -0.0894 0.4520 1.0000
6.750 1.2795 0.02445 0.01499 -0.0883 0.4401 1.0000
7.000 1.2974 0.02506 0.01566 -0.0867 0.4282 1.0000
7.250 1.3198 0.02562 0.01619 -0.0858 0.4175 1.0000
7.500 1.3436 0.02611 0.01660 -0.0851 0.4072 1.0000
7.750 1.3587 0.02685 0.01745 -0.0832 0.3964 1.0000
8.000 1.3827 0.02738 0.01791 -0.0826 0.3872 1.0000
8.250 1.3991 0.02800 0.01863 -0.0809 0.3774 1.0000
8.500 1.4173 0.02866 0.01934 -0.0795 0.3685 1.0000
8.750 1.4388 0.02911 0.01976 -0.0785 0.3598 1.0000
9.000 1.4522 0.02987 0.02066 -0.0764 0.3512 1.0000
9.250 1.4763 0.03025 0.02098 -0.0759 0.3433 1.0000
9.500 1.4860 0.03114 0.02207 -0.0733 0.3353 1.0000
9.750 1.5102 0.03155 0.02240 -0.0729 0.3280 1.0000
10.000 1.5185 0.03253 0.02360 -0.0702 0.3206 1.0000
10.250 1.5405 0.03301 0.02405 -0.0694 0.3134 1.0000
10.500 1.5493 0.03401 0.02523 -0.0670 0.3064 1.0000
10.750 1.5676 0.03460 0.02583 -0.0657 0.2991 1.0000
11.000 1.5779 0.03561 0.02695 -0.0635 0.2923 1.0000
11.250 1.5907 0.03645 0.02790 -0.0616 0.2853 1.0000
11.500 1.6069 0.03744 0.02892 -0.0604 0.2787 1.0000
11.750 1.6079 0.03858 0.03024 -0.0569 0.2722 1.0000
12.000 1.6334 0.03940 0.03100 -0.0570 0.2648 1.0000
12.250 1.6227 0.04093 0.03278 -0.0522 0.2592 1.0000
12.500 1.6576 0.04153 0.03324 -0.0535 0.2508 1.0000
12.750 1.6373 0.04344 0.03546 -0.0479 0.2462 1.0000
13.000 1.6570 0.04412 0.03609 -0.0472 0.2385 1.0000
13.250 1.6503 0.04596 0.03810 -0.0439 0.2330 1.0000
13.500 1.6386 0.04790 0.04025 -0.0405 0.2277 1.0000
13.750 1.6610 0.04837 0.04061 -0.0401 0.2197 1.0000
14.000 1.6369 0.05126 0.04380 -0.0364 0.2159 1.0000
14.250 1.6439 0.05236 0.04492 -0.0350 0.2095 1.0000
14.500 1.6463 0.05416 0.04679 -0.0336 0.2042 1.0000
14.750 1.6194 0.05804 0.05097 -0.0312 0.2010 1.0000
15.000 1.6092 0.06084 0.05393 -0.0299 0.1966 1.0000
15.250 1.6345 0.06081 0.05382 -0.0295 0.1903 1.0000
15.500 1.5988 0.06630 0.05963 -0.0283 0.1883 1.0000
15.750 1.5583 0.07302 0.06664 -0.0282 0.1864 1.0000
16.000 1.4446 0.09125 0.08526 -0.0326 0.1890 1.0000
16.250 1.5804 0.07503 0.06871 -0.0273 0.1761 1.0000
16.500 1.5213 0.08517 0.07917 -0.0292 0.1755 1.0000
17.250 1.5031 0.09573 0.09004 -0.0314 0.1636 1.0000
17.500 1.0121 0.21238 0.20616 -0.0972 0.2149 1.0000
17.750 1.0225 0.21499 0.20883 -0.0981 0.2108 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)