GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.46 at α=1.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe382-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe382-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 382 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 0.0374 0.10802 0.10320 -0.1029 0.9094 0.1415
-10.250 0.0409 0.10562 0.10078 -0.1040 0.8986 0.1468
-10.000 0.0147 0.10285 0.09804 -0.1083 0.8881 0.1511
-9.750 0.0434 0.09984 0.09500 -0.1056 0.8779 0.1534
-9.500 0.0573 0.09742 0.09255 -0.1046 0.8699 0.1576
-9.250 -0.0089 0.09621 0.09141 -0.1133 0.8556 0.1657
-9.000 0.0463 0.09200 0.08713 -0.1071 0.8516 0.1683
-8.750 0.0658 0.08998 0.08509 -0.1054 0.8424 0.1727
-8.500 -0.0144 0.08758 0.08274 -0.1155 0.8317 0.1823
-8.250 0.0517 0.08445 0.07957 -0.1082 0.8263 0.1850
-8.000 0.0706 0.08227 0.07737 -0.1067 0.8186 0.1887
-7.750 0.0695 0.07971 0.07476 -0.1073 0.8130 0.1955
-7.500 0.0393 0.07640 0.07156 -0.1110 0.8023 0.2020
-7.250 0.0620 0.07392 0.06902 -0.1093 0.7970 0.2046
-7.000 0.0662 0.07177 0.06686 -0.1089 0.7901 0.2087
-6.750 -0.0872 0.05038 0.04397 -0.1190 0.7796 0.1128
-6.500 -0.0819 0.04498 0.03783 -0.1174 0.7759 0.1023
-6.250 -0.0818 0.04401 0.03667 -0.1140 0.7657 0.1003
-6.000 -0.0613 0.04156 0.03395 -0.1133 0.7608 0.0986
-5.750 -0.0357 0.03902 0.03100 -0.1130 0.7575 0.0977
-5.500 -0.0333 0.03865 0.03045 -0.1097 0.7474 0.0978
-5.250 -0.0081 0.03691 0.02836 -0.1091 0.7426 0.0983
-5.000 0.0240 0.03501 0.02610 -0.1093 0.7392 0.0987
-4.750 0.0313 0.03490 0.02586 -0.1065 0.7298 0.0989
-4.500 0.0598 0.03366 0.02437 -0.1061 0.7247 0.0997
-4.250 0.0953 0.03223 0.02267 -0.1066 0.7212 0.1011
-4.000 0.1088 0.03208 0.02255 -0.1046 0.7129 0.1025
-3.750 0.1337 0.03146 0.02199 -0.1040 0.7067 0.1056
-3.500 0.1687 0.03046 0.02088 -0.1045 0.7030 0.1111
-3.250 0.1893 0.03022 0.02074 -0.1034 0.6967 0.1156
-3.000 0.2050 0.03029 0.02085 -0.1015 0.6885 0.1211
-2.750 0.2387 0.02937 0.01996 -0.1018 0.6846 0.1322
-2.500 0.2740 0.02825 0.01892 -0.1022 0.6816 0.1598
-2.250 0.2691 0.02907 0.02005 -0.0979 0.6701 0.1888
-2.000 0.2954 0.02753 0.01931 -0.0974 0.6662 0.3454
-1.750 0.3234 0.02621 0.01885 -0.0964 0.6631 0.5454
-1.500 0.3181 0.02749 0.02050 -0.0917 0.6517 0.6374
-1.250 0.3444 0.02701 0.02038 -0.0891 0.6477 0.7649
-1.000 0.3822 0.02666 0.02005 -0.0881 0.6447 0.8538
-0.750 0.3945 0.02820 0.02168 -0.0860 0.6342 0.9035
-0.500 0.4642 0.02797 0.02117 -0.0918 0.6299 0.9469
-0.250 0.5492 0.02746 0.02028 -0.1010 0.6263 0.9665
0.000 0.6153 0.02821 0.02090 -0.1091 0.6181 0.9869
0.250 0.6798 0.02812 0.02059 -0.1164 0.6116 1.0000
0.500 0.7002 0.02786 0.02015 -0.1154 0.6075 1.0000
0.750 0.6830 0.02906 0.02138 -0.1093 0.5998 1.0000
1.000 0.6789 0.02977 0.02204 -0.1048 0.5930 1.0000
1.250 0.7056 0.02958 0.02167 -0.1045 0.5893 1.0000
1.500 0.7435 0.02920 0.02105 -0.1057 0.5864 1.0000
1.750 0.6791 0.03232 0.02437 -0.0930 0.5743 1.0000
2.000 0.7188 0.03180 0.02367 -0.0944 0.5711 1.0000
2.250 0.7632 0.03122 0.02287 -0.0965 0.5685 1.0000
2.500 0.6802 0.03600 0.02788 -0.0824 0.5547 1.0000
2.750 0.7293 0.03511 0.02682 -0.0849 0.5527 1.0000
3.000 0.7791 0.03424 0.02577 -0.0875 0.5507 1.0000
3.250 0.6181 0.04581 0.03769 -0.0695 0.5276 1.0000
3.500 0.6792 0.04313 0.03484 -0.0713 0.5286 1.0000
3.750 0.7477 0.04048 0.03200 -0.0746 0.5294 1.0000
4.000 0.8352 0.03757 0.02887 -0.0811 0.5306 1.0000
7.750 0.3304 0.11601 0.10886 -0.0409 0.4695 1.0000
8.000 0.3501 0.11773 0.11053 -0.0409 0.4648 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)