GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.02 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe364-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe364-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.1429 0.10007 0.09554 -0.0505 0.9725 0.0433
-8.250 -0.1274 0.09682 0.09230 -0.0564 0.9620 0.0451
-8.000 -0.1179 0.09437 0.08986 -0.0661 0.9463 0.0459
-7.750 -0.0963 0.08937 0.08488 -0.0647 0.9398 0.0471
-7.500 -0.0740 0.08569 0.08118 -0.0677 0.9312 0.0494
-7.250 -0.0596 0.08253 0.07801 -0.0715 0.9155 0.0517
-7.000 -0.0458 0.07960 0.07503 -0.0796 0.8955 0.0541
-6.750 -0.0253 0.07620 0.07151 -0.0903 0.8775 0.0548
-6.500 -0.0084 0.07181 0.06714 -0.0866 0.8693 0.0561
-6.250 0.0097 0.06884 0.06413 -0.0878 0.8571 0.0583
-5.750 0.0529 0.06221 0.05723 -0.0994 0.8337 0.0660
-5.500 0.0690 0.05943 0.05443 -0.0987 0.8239 0.0679
-5.250 0.0883 0.05681 0.05172 -0.1003 0.8136 0.0709
-5.000 0.1229 0.05412 0.04853 -0.1089 0.8037 0.0772
-4.750 0.1343 0.05086 0.04540 -0.1070 0.7938 0.0788
-4.500 0.1542 0.04862 0.04310 -0.1070 0.7856 0.0830
-4.250 0.1826 0.04639 0.04046 -0.1108 0.7752 0.0913
-4.000 0.2015 0.04362 0.03768 -0.1105 0.7672 0.0931
-3.750 0.2219 0.04151 0.03547 -0.1105 0.7579 0.0957
-3.500 0.2572 0.03655 0.02973 -0.1129 0.7510 0.0659
-3.250 0.2785 0.03458 0.02768 -0.1124 0.7416 0.0621
-3.000 0.3080 0.03126 0.02364 -0.1124 0.7347 0.0543
-2.750 0.3303 0.02958 0.02180 -0.1118 0.7251 0.0535
-2.500 0.3571 0.02789 0.01970 -0.1115 0.7178 0.0537
-2.250 0.3815 0.02655 0.01799 -0.1107 0.7086 0.0544
-2.000 0.4083 0.02520 0.01634 -0.1103 0.7015 0.0540
-1.750 0.4324 0.02412 0.01503 -0.1094 0.6919 0.0538
-1.500 0.4596 0.02309 0.01369 -0.1090 0.6842 0.0537
-1.250 0.4844 0.02228 0.01265 -0.1081 0.6745 0.0539
-1.000 0.5114 0.02156 0.01168 -0.1075 0.6665 0.0551
-0.750 0.5363 0.02093 0.01099 -0.1069 0.6571 0.0566
-0.500 0.5628 0.02036 0.01028 -0.1063 0.6490 0.0572
-0.250 0.5881 0.01989 0.00972 -0.1055 0.6396 0.0578
0.000 0.6137 0.01947 0.00923 -0.1048 0.6307 0.0586
0.250 0.6390 0.01912 0.00882 -0.1040 0.6217 0.0597
0.500 0.6639 0.01887 0.00853 -0.1032 0.6128 0.0616
0.750 0.6895 0.01869 0.00824 -0.1025 0.6043 0.0646
1.000 0.7141 0.01852 0.00807 -0.1018 0.5943 0.0676
1.250 0.7407 0.01840 0.00781 -0.1012 0.5854 0.0709
1.500 0.7651 0.01837 0.00771 -0.1004 0.5737 0.0753
1.750 0.7898 0.01831 0.00760 -0.0996 0.5619 0.0835
2.000 0.8150 0.01819 0.00750 -0.0989 0.5505 0.1237
2.500 0.8870 0.01684 0.00764 -0.1024 0.5283 1.0000
2.750 0.9113 0.01706 0.00767 -0.1016 0.5203 1.0000
3.000 0.9344 0.01731 0.00784 -0.1007 0.5112 1.0000
3.250 0.9583 0.01756 0.00795 -0.0998 0.5033 1.0000
3.500 0.9812 0.01783 0.00815 -0.0989 0.4945 1.0000
3.750 1.0047 0.01809 0.00830 -0.0980 0.4865 1.0000
4.000 1.0274 0.01838 0.00853 -0.0970 0.4781 1.0000
4.250 1.0507 0.01868 0.00875 -0.0962 0.4707 1.0000
4.500 1.0730 0.01900 0.00904 -0.0952 0.4625 1.0000
4.750 1.0961 0.01932 0.00926 -0.0943 0.4551 1.0000
5.000 1.1175 0.01966 0.00962 -0.0932 0.4463 1.0000
5.250 1.1399 0.02000 0.00988 -0.0923 0.4386 1.0000
5.500 1.1606 0.02037 0.01026 -0.0911 0.4297 1.0000
5.750 1.1826 0.02074 0.01058 -0.0901 0.4221 1.0000
6.000 1.2026 0.02114 0.01102 -0.0889 0.4134 1.0000
6.250 1.2236 0.02154 0.01137 -0.0878 0.4055 1.0000
6.500 1.2423 0.02195 0.01184 -0.0863 0.3960 1.0000
6.750 1.2616 0.02238 0.01226 -0.0850 0.3874 1.0000
7.000 1.2796 0.02282 0.01274 -0.0835 0.3781 1.0000
7.250 1.2972 0.02328 0.01324 -0.0819 0.3691 1.0000
7.500 1.3143 0.02374 0.01371 -0.0803 0.3602 1.0000
7.750 1.3297 0.02426 0.01429 -0.0784 0.3505 1.0000
8.000 1.3454 0.02476 0.01476 -0.0766 0.3422 1.0000
8.250 1.3585 0.02531 0.01540 -0.0744 0.3327 1.0000
8.500 1.3715 0.02587 0.01599 -0.0723 0.3248 1.0000
8.750 1.3830 0.02649 0.01664 -0.0699 0.3161 1.0000
9.000 1.3945 0.02715 0.01733 -0.0677 0.3081 1.0000
9.250 1.4051 0.02786 0.01805 -0.0654 0.3002 1.0000
9.500 1.4156 0.02863 0.01887 -0.0633 0.2925 1.0000
9.750 1.4253 0.02945 0.01972 -0.0612 0.2852 1.0000
10.000 1.4354 0.03034 0.02064 -0.0592 0.2785 1.0000
10.250 1.4446 0.03129 0.02166 -0.0572 0.2718 1.0000
10.500 1.4548 0.03225 0.02259 -0.0555 0.2661 1.0000
10.750 1.4633 0.03336 0.02386 -0.0537 0.2599 1.0000
11.000 1.4721 0.03446 0.02499 -0.0520 0.2544 1.0000
11.250 1.4815 0.03561 0.02619 -0.0504 0.2492 1.0000
11.500 1.4889 0.03692 0.02764 -0.0489 0.2439 1.0000
11.750 1.4975 0.03817 0.02895 -0.0475 0.2390 1.0000
12.000 1.5073 0.03942 0.03024 -0.0462 0.2344 1.0000
12.250 1.5116 0.04106 0.03206 -0.0448 0.2293 1.0000
12.500 1.5176 0.04259 0.03369 -0.0435 0.2243 1.0000
12.750 1.5277 0.04387 0.03496 -0.0424 0.2197 1.0000
13.000 1.5277 0.04599 0.03731 -0.0412 0.2148 1.0000
13.250 1.5308 0.04790 0.03936 -0.0402 0.2101 1.0000
13.500 1.5390 0.04940 0.04090 -0.0393 0.2059 1.0000
13.750 1.5395 0.05166 0.04333 -0.0384 0.2014 1.0000
14.000 1.5371 0.05424 0.04610 -0.0376 0.1966 1.0000
14.250 1.5375 0.05649 0.04842 -0.0370 0.1916 1.0000
14.500 1.5338 0.05929 0.05137 -0.0365 0.1867 1.0000
14.750 1.5247 0.06285 0.05514 -0.0363 0.1814 1.0000
15.000 1.5214 0.06572 0.05805 -0.0362 0.1761 1.0000
15.250 1.5108 0.06980 0.06232 -0.0366 0.1711 1.0000
15.500 1.4999 0.07408 0.06677 -0.0372 0.1660 1.0000
15.750 1.4971 0.07723 0.06994 -0.0376 0.1612 1.0000
16.000 1.4815 0.08262 0.07557 -0.0388 0.1567 1.0000
16.250 1.4696 0.08756 0.08067 -0.0401 0.1523 1.0000
16.500 1.4668 0.09103 0.08417 -0.0410 0.1480 1.0000
16.750 1.4496 0.09717 0.09053 -0.0430 0.1443 1.0000
17.000 1.4331 0.10332 0.09686 -0.0452 0.1405 1.0000
17.500 1.4131 0.11352 0.10725 -0.0490 0.1327 1.0000
17.750 1.3873 0.12185 0.11577 -0.0526 0.1295 1.0000
18.000 1.3707 0.12855 0.12260 -0.0557 0.1257 1.0000
18.250 1.3827 0.12959 0.12361 -0.0559 0.1219 1.0000
18.500 1.3419 0.14148 0.13573 -0.0619 0.1191 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)