GOE 383 AIRFOIL (goe383-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 383 AIRFOIL (goe383-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe383-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe383-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 383 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.0314 0.10528 0.10023 -0.0912 0.9239 0.1656
-10.000 -0.0753 0.10188 0.09687 -0.0981 0.9105 0.1734
-9.750 -0.0409 0.09859 0.09354 -0.0960 0.9031 0.1750
-9.500 -0.0210 0.09632 0.09126 -0.0949 0.8930 0.1777
-9.250 -0.0891 0.09286 0.08784 -0.1035 0.8812 0.1888
-9.000 -0.0429 0.09013 0.08509 -0.0990 0.8738 0.1904
-8.750 -0.2625 0.05928 0.05329 -0.1165 0.8573 0.1111
-8.500 -0.2535 0.05682 0.05077 -0.1156 0.8495 0.1095
-8.250 -0.2486 0.05362 0.04739 -0.1146 0.8442 0.1080
-8.000 -0.2960 0.04856 0.04135 -0.1086 0.8332 0.1017
-7.750 -0.2865 0.04620 0.03866 -0.1069 0.8270 0.1009
-7.500 -0.2674 0.04365 0.03584 -0.1062 0.8228 0.1004
-7.250 -0.2629 0.04242 0.03441 -0.1034 0.8136 0.1000
-7.000 -0.2465 0.04054 0.03224 -0.1020 0.8071 0.0998
-6.750 -0.2227 0.03848 0.02982 -0.1013 0.8027 0.0999
-6.500 -0.2082 0.03739 0.02846 -0.0995 0.7958 0.1002
-6.250 -0.1939 0.03651 0.02732 -0.0975 0.7881 0.1009
-6.000 -0.1659 0.03514 0.02583 -0.0974 0.7835 0.1027
-5.750 -0.1336 0.03395 0.02461 -0.0977 0.7801 0.1053
-5.500 -0.1241 0.03398 0.02458 -0.0953 0.7713 0.1070
-5.250 -0.1004 0.03321 0.02364 -0.0944 0.7652 0.1092
-5.000 -0.0684 0.03203 0.02236 -0.0946 0.7611 0.1118
-4.750 -0.0341 0.03096 0.02131 -0.0950 0.7579 0.1155
-4.500 -0.0292 0.03148 0.02184 -0.0921 0.7477 0.1182
-4.250 -0.0014 0.03073 0.02112 -0.0917 0.7424 0.1238
-4.000 0.0316 0.02986 0.02020 -0.0918 0.7385 0.1324
-3.750 0.0556 0.02932 0.01980 -0.0910 0.7333 0.1419
-3.500 0.0623 0.02962 0.02025 -0.0882 0.7235 0.1511
-3.250 0.0890 0.02849 0.01937 -0.0875 0.7190 0.1833
-3.000 0.1147 0.02702 0.01856 -0.0866 0.7155 0.2892
-2.750 0.1164 0.02767 0.01951 -0.0833 0.7046 0.3456
-2.500 0.1398 0.02706 0.01927 -0.0821 0.6990 0.4260
-2.250 0.1687 0.02626 0.01887 -0.0812 0.6952 0.5216
-2.000 0.1807 0.02665 0.01965 -0.0782 0.6877 0.6050
-1.750 0.1922 0.02715 0.02039 -0.0750 0.6790 0.6791
-1.500 0.2207 0.02685 0.02020 -0.0729 0.6750 0.7508
-1.250 0.2526 0.02661 0.01997 -0.0709 0.6719 0.8106
-1.000 0.2495 0.02815 0.02165 -0.0660 0.6592 0.8467
-0.750 0.2880 0.02811 0.02150 -0.0655 0.6549 0.8878
-0.500 0.3496 0.02794 0.02111 -0.0694 0.6518 0.9139
-0.250 0.4016 0.02876 0.02182 -0.0736 0.6444 0.9362
0.000 0.4818 0.02917 0.02206 -0.0828 0.6367 0.9568
0.250 0.5677 0.02862 0.02127 -0.0924 0.6322 0.9735
0.500 0.6387 0.02799 0.02038 -0.0999 0.6284 0.9851
0.750 0.6831 0.02906 0.02150 -0.1053 0.6180 0.9990
1.000 0.7009 0.02915 0.02149 -0.1044 0.6124 1.0000
1.250 0.7225 0.02890 0.02110 -0.1035 0.6084 1.0000
1.500 0.7081 0.03030 0.02257 -0.0983 0.6001 1.0000
1.750 0.7007 0.03116 0.02342 -0.0936 0.5929 1.0000
2.000 0.7191 0.03107 0.02322 -0.0921 0.5891 1.0000
2.250 0.7470 0.03077 0.02278 -0.0918 0.5862 1.0000
2.500 0.6444 0.03527 0.02748 -0.0749 0.5718 1.0000
2.750 0.6816 0.03472 0.02681 -0.0757 0.5690 1.0000
3.000 0.7233 0.03407 0.02603 -0.0771 0.5668 1.0000
3.250 0.7676 0.03346 0.02527 -0.0789 0.5648 1.0000
3.500 0.5847 0.04470 0.03678 -0.0572 0.5413 1.0000
3.750 0.6510 0.04192 0.03387 -0.0595 0.5423 1.0000
4.000 0.7311 0.03907 0.03088 -0.0643 0.5434 1.0000
4.250 0.5262 0.05723 0.04932 -0.0508 0.5116 1.0000
4.500 0.5662 0.05632 0.04832 -0.0509 0.5093 1.0000
4.750 0.5317 0.06208 0.05412 -0.0489 0.4977 1.0000
5.000 0.5565 0.06247 0.05445 -0.0486 0.4929 1.0000
5.250 0.5973 0.06141 0.05332 -0.0486 0.4906 1.0000
5.500 0.5639 0.06727 0.05922 -0.0470 0.4787 1.0000
5.750 0.5911 0.06743 0.05934 -0.0467 0.4743 1.0000
6.000 0.6320 0.06629 0.05813 -0.0467 0.4720 1.0000
6.250 0.6764 0.06470 0.05648 -0.0466 0.4705 1.0000
6.500 0.6274 0.07234 0.06419 -0.0451 0.4556 1.0000
6.750 0.6688 0.07105 0.06285 -0.0449 0.4535 1.0000
7.000 0.6320 0.07766 0.06952 -0.0439 0.4400 1.0000
7.250 0.6663 0.07702 0.06885 -0.0436 0.4368 1.0000
7.500 0.6498 0.08181 0.07367 -0.0430 0.4266 1.0000
7.750 0.6666 0.08296 0.07481 -0.0426 0.4205 1.0000
8.000 0.7042 0.08187 0.07368 -0.0421 0.4179 1.0000
8.250 0.6719 0.08856 0.08043 -0.0418 0.4052 1.0000
8.500 0.6982 0.08875 0.08061 -0.0414 0.4013 1.0000
8.750 0.7360 0.08759 0.07942 -0.0409 0.3992 1.0000
9.000 0.6942 0.09569 0.08759 -0.0411 0.3855 1.0000
9.250 0.7251 0.09529 0.08716 -0.0406 0.3824 1.0000
9.500 0.7013 0.10176 0.09368 -0.0410 0.3735 1.0000
9.750 0.7011 0.10531 0.09727 -0.0412 0.3675 1.0000
10.000 0.7303 0.10518 0.09713 -0.0407 0.3645 1.0000
10.250 0.7681 0.10393 0.09585 -0.0400 0.3628 1.0000
10.500 0.6942 0.11729 0.10933 -0.0424 0.3526 1.0000
10.750 0.6965 0.12100 0.11307 -0.0430 0.3500 1.0000
11.000 0.7177 0.12225 0.11432 -0.0429 0.3474 1.0000
11.250 0.7648 0.12000 0.11205 -0.0417 0.3452 1.0000
11.500 0.6794 0.13766 0.12987 -0.0471 0.3597 1.0000
11.750 0.7117 0.14016 0.13238 -0.0476 0.3613 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 383 AIRFOIL (goe383-il)