GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 41.19 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe367-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe367-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 367 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2807 0.10645 0.10170 -0.0546 0.9721 0.1415
-8.500 -0.2778 0.10269 0.09793 -0.0605 0.9669 0.1474
-8.250 -0.3545 0.09993 0.09519 -0.0691 0.9501 0.1500
-8.000 -0.3277 0.09499 0.09031 -0.0681 0.9465 0.1518
-7.750 -0.2770 0.09181 0.08710 -0.0675 0.9449 0.1550
-7.500 -0.2641 0.08843 0.08371 -0.0704 0.9394 0.1592
-7.250 -0.2854 0.08576 0.08103 -0.0710 0.9279 0.1634
-7.000 -0.2992 0.07978 0.07489 -0.0782 0.9203 0.1694
-6.750 -0.2993 0.07817 0.07334 -0.0741 0.9103 0.1710
-6.500 -0.2722 0.07537 0.07052 -0.0757 0.9060 0.1769
-6.250 -0.3089 0.07270 0.06752 -0.0754 0.8927 0.1865
-6.000 -0.2723 0.06937 0.06435 -0.0761 0.8894 0.1906
-5.500 -0.2851 0.05604 0.04921 -0.0772 0.8715 0.1342
-5.250 -0.2556 0.04870 0.04136 -0.0794 0.8687 0.1186
-5.000 -0.2546 0.04718 0.03965 -0.0757 0.8578 0.1184
-4.750 -0.2220 0.04438 0.03641 -0.0771 0.8533 0.1186
-4.500 -0.1807 0.04158 0.03316 -0.0798 0.8506 0.1188
-4.250 -0.1782 0.04079 0.03212 -0.0758 0.8387 0.1192
-4.000 -0.1381 0.03866 0.02992 -0.0784 0.8350 0.1227
-3.750 -0.1205 0.03809 0.02927 -0.0769 0.8261 0.1257
-3.500 -0.0881 0.03685 0.02776 -0.0776 0.8198 0.1293
-3.250 -0.0424 0.03544 0.02590 -0.0801 0.8165 0.1346
-3.000 -0.0302 0.03492 0.02544 -0.0779 0.8060 0.1386
-2.750 0.0099 0.03389 0.02429 -0.0797 0.8011 0.1463
-2.500 0.0594 0.03238 0.02272 -0.0830 0.7986 0.1570
-2.250 0.0691 0.03247 0.02273 -0.0800 0.7868 0.1646
-2.000 0.1135 0.03111 0.02143 -0.0824 0.7829 0.1810
-1.750 0.1605 0.02964 0.02000 -0.0849 0.7805 0.2046
-1.500 0.1707 0.02970 0.02018 -0.0821 0.7683 0.2196
-1.250 0.2120 0.02843 0.01910 -0.0837 0.7646 0.2470
-1.000 0.2557 0.02714 0.01799 -0.0855 0.7621 0.2831
-0.750 0.4914 0.02385 0.01688 -0.1201 0.7663 1.0000
-0.500 0.5256 0.02323 0.01602 -0.1206 0.7616 1.0000
-0.250 0.5344 0.02369 0.01640 -0.1176 0.7493 1.0000
0.000 0.5679 0.02312 0.01564 -0.1179 0.7443 1.0000
0.250 0.5778 0.02357 0.01603 -0.1150 0.7325 1.0000
0.500 0.6103 0.02306 0.01536 -0.1152 0.7271 1.0000
0.750 0.6217 0.02347 0.01572 -0.1125 0.7159 1.0000
1.000 0.6530 0.02304 0.01514 -0.1126 0.7098 1.0000
1.250 0.6661 0.02341 0.01546 -0.1101 0.6995 1.0000
1.500 0.6950 0.02312 0.01506 -0.1099 0.6928 1.0000
1.750 0.7111 0.02339 0.01527 -0.1078 0.6834 1.0000
2.000 0.7371 0.02322 0.01501 -0.1071 0.6757 1.0000
2.250 0.7570 0.02333 0.01507 -0.1056 0.6672 1.0000
2.500 0.7795 0.02331 0.01497 -0.1044 0.6587 1.0000
2.750 0.8034 0.02330 0.01489 -0.1035 0.6511 1.0000
3.000 0.8210 0.02350 0.01505 -0.1016 0.6419 1.0000
3.250 0.8536 0.02324 0.01467 -0.1021 0.6361 1.0000
3.500 0.8610 0.02382 0.01529 -0.0987 0.6256 1.0000
3.750 0.8982 0.02345 0.01478 -0.0999 0.6203 1.0000
4.000 0.9005 0.02422 0.01562 -0.0956 0.6096 1.0000
4.250 0.9361 0.02391 0.01519 -0.0966 0.6039 1.0000
4.500 0.9402 0.02466 0.01600 -0.0927 0.5941 1.0000
4.750 0.9717 0.02453 0.01578 -0.0931 0.5879 1.0000
5.000 0.9818 0.02519 0.01646 -0.0902 0.5799 1.0000
5.250 1.0028 0.02548 0.01673 -0.0890 0.5730 1.0000
5.500 1.0423 0.02533 0.01646 -0.0908 0.5685 1.0000
5.750 1.0328 0.02662 0.01790 -0.0849 0.5596 1.0000
6.000 1.0616 0.02679 0.01802 -0.0851 0.5544 1.0000
6.250 1.0829 0.02728 0.01851 -0.0841 0.5488 1.0000
6.500 1.0842 0.02831 0.01963 -0.0800 0.5412 1.0000
6.750 1.1232 0.02807 0.01930 -0.0816 0.5358 1.0000
7.000 1.1255 0.02915 0.02048 -0.0778 0.5287 1.0000
7.250 1.1438 0.02960 0.02095 -0.0764 0.5219 1.0000
7.500 1.1948 0.02901 0.02021 -0.0797 0.5167 1.0000
7.750 1.1749 0.03089 0.02232 -0.0729 0.5093 1.0000
8.000 1.2004 0.03118 0.02263 -0.0726 0.5036 1.0000
8.250 1.2502 0.03077 0.02211 -0.0758 0.4992 1.0000
8.500 1.2216 0.03305 0.02464 -0.0680 0.4921 1.0000
8.750 1.2488 0.03319 0.02480 -0.0679 0.4862 1.0000
9.000 1.3014 0.03260 0.02413 -0.0715 0.4816 1.0000
9.250 1.2623 0.03547 0.02726 -0.0626 0.4754 1.0000
9.500 1.2686 0.03656 0.02844 -0.0599 0.4702 1.0000
9.750 1.3294 0.03556 0.02742 -0.0644 0.4659 1.0000
10.000 1.2904 0.03851 0.03055 -0.0559 0.4600 1.0000
10.250 1.2651 0.04126 0.03343 -0.0502 0.4533 1.0000
10.500 1.3762 0.03728 0.02936 -0.0596 0.4483 1.0000
10.750 1.0760 0.06350 0.05589 -0.0374 0.4311 1.0000
11.000 1.2016 0.05203 0.04450 -0.0393 0.4330 1.0000
11.250 1.4184 0.03900 0.03133 -0.0543 0.4306 1.0000
11.500 1.1074 0.06791 0.06052 -0.0348 0.4133 1.0000
11.750 1.2111 0.05807 0.05078 -0.0351 0.4143 1.0000
12.000 1.4232 0.04237 0.03504 -0.0455 0.4118 1.0000
12.250 0.9419 0.09846 0.09121 -0.0350 0.3682 1.0000
12.500 0.9865 0.09540 0.08825 -0.0337 0.3652 1.0000
12.750 1.0407 0.09073 0.08370 -0.0321 0.3637 1.0000
13.000 1.1015 0.08474 0.07783 -0.0303 0.3631 1.0000
13.250 1.1647 0.07791 0.07112 -0.0283 0.3622 1.0000
13.500 1.2490 0.06868 0.06204 -0.0268 0.3607 1.0000
13.750 1.4747 0.04555 0.03868 -0.0304 0.3451 1.0000
14.000 1.4254 0.05125 0.04464 -0.0263 0.3373 1.0000
14.250 1.4301 0.05202 0.04546 -0.0247 0.3243 1.0000
14.500 1.4275 0.05358 0.04706 -0.0229 0.3102 1.0000
14.750 1.4133 0.05659 0.05014 -0.0213 0.2951 1.0000
15.000 1.3887 0.06119 0.05483 -0.0200 0.2789 1.0000
15.250 1.3583 0.06707 0.06081 -0.0195 0.2606 1.0000
15.500 1.3444 0.07108 0.06470 -0.0191 0.2359 1.0000
15.750 1.3255 0.07602 0.06949 -0.0190 0.2118 1.0000
16.000 1.3177 0.07938 0.07249 -0.0185 0.1913 1.0000
16.250 1.3120 0.08253 0.07538 -0.0179 0.1755 1.0000
16.500 1.3133 0.08472 0.07734 -0.0170 0.1621 1.0000
16.750 1.3202 0.08621 0.07861 -0.0159 0.1502 1.0000
17.000 1.3165 0.08965 0.08213 -0.0159 0.1412 1.0000
17.250 1.3185 0.09220 0.08466 -0.0157 0.1327 1.0000
17.500 1.3278 0.09356 0.08583 -0.0150 0.1243 1.0000
17.750 1.3210 0.09772 0.09022 -0.0157 0.1182 1.0000
18.000 1.3308 0.09908 0.09141 -0.0152 0.1115 1.0000
18.250 1.3282 0.10263 0.09514 -0.0157 0.1063 1.0000
18.500 1.3451 0.10290 0.09519 -0.0147 0.1002 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)