GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27.28 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe384-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe384-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 384 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.0716 0.11283 0.10777 -0.1079 0.8854 0.1196
-10.500 0.0436 0.11261 0.10758 -0.1128 0.8737 0.1233
-10.250 0.0529 0.10861 0.10356 -0.1127 0.8685 0.1245
-10.000 0.0768 0.10544 0.10038 -0.1111 0.8606 0.1263
-9.750 0.0899 0.10301 0.09792 -0.1106 0.8540 0.1289
-9.500 0.0953 0.10070 0.09557 -0.1108 0.8493 0.1327
-9.250 0.0499 0.10055 0.09551 -0.1188 0.8386 0.1378
-9.000 0.0852 0.09602 0.09094 -0.1154 0.8353 0.1397
-8.750 0.1064 0.09349 0.08835 -0.1134 0.8314 0.1430
-8.500 0.1120 0.09170 0.08660 -0.1141 0.8235 0.1477
-8.250 0.0368 0.09110 0.08605 -0.1235 0.8143 0.1533
-8.000 0.1013 0.08624 0.08112 -0.1168 0.8123 0.1559
-7.750 0.1166 0.08454 0.07943 -0.1154 0.8038 0.1593
-7.500 0.1169 0.08242 0.07730 -0.1158 0.7977 0.1654
-7.250 0.0652 0.08011 0.07503 -0.1213 0.7905 0.1710
-7.000 0.0952 0.07837 0.07333 -0.1169 0.7849 0.1736
-6.750 0.1093 0.07655 0.07149 -0.1156 0.7802 0.1789
-6.500 0.0799 0.07323 0.06808 -0.1210 0.7757 0.1892
-6.250 0.0919 0.07274 0.06770 -0.1167 0.7683 0.1922
-6.000 0.0920 0.07140 0.06633 -0.1166 0.7625 0.2023
-5.750 0.1002 0.06840 0.06328 -0.1167 0.7590 0.2107
-5.500 0.1013 0.06781 0.06272 -0.1143 0.7524 0.2178
-5.250 0.0873 0.06642 0.06129 -0.1133 0.7447 0.2286
-5.000 0.0989 0.06405 0.05878 -0.1143 0.7412 0.2464
-4.750 0.1319 0.06140 0.05616 -0.1131 0.7391 0.2549
-4.250 0.1122 0.04797 0.04047 -0.1180 0.7229 0.1384
-4.000 0.0981 0.04850 0.04124 -0.1131 0.7111 0.1402
-3.750 0.1324 0.04552 0.03788 -0.1140 0.7077 0.1332
-3.500 0.1731 0.04212 0.03391 -0.1156 0.7056 0.1281
-3.250 0.2166 0.03967 0.03109 -0.1174 0.7038 0.1294
-3.000 0.2049 0.04088 0.03226 -0.1124 0.6905 0.1298
-2.750 0.2499 0.03865 0.02968 -0.1141 0.6883 0.1314
-2.500 0.2965 0.03656 0.02724 -0.1160 0.6863 0.1336
-2.250 0.2918 0.03769 0.02832 -0.1118 0.6737 0.1350
-2.000 0.3350 0.03599 0.02637 -0.1133 0.6708 0.1392
-1.750 0.3805 0.03414 0.02447 -0.1152 0.6686 0.1440
-1.500 0.4153 0.03328 0.02350 -0.1157 0.6641 0.1504
-1.250 0.4228 0.03384 0.02404 -0.1129 0.6530 0.1542
-1.000 0.4674 0.03219 0.02247 -0.1146 0.6503 0.1635
-0.750 0.4743 0.03303 0.02329 -0.1118 0.6397 0.1697
-0.500 0.5067 0.03217 0.02256 -0.1120 0.6345 0.1844
-0.250 0.5478 0.03087 0.02137 -0.1133 0.6313 0.2117
0.000 0.5527 0.03172 0.02245 -0.1103 0.6209 0.2447
0.250 0.6323 0.02884 0.02175 -0.1171 0.6167 1.0000
0.500 0.6706 0.02838 0.02095 -0.1182 0.6124 1.0000
0.750 0.7157 0.02783 0.02005 -0.1204 0.6093 1.0000
1.000 0.6897 0.02995 0.02227 -0.1129 0.5965 1.0000
1.250 0.7289 0.02957 0.02163 -0.1143 0.5927 1.0000
1.500 0.7659 0.02941 0.02123 -0.1155 0.5888 1.0000
1.750 0.7415 0.03164 0.02356 -0.1085 0.5768 1.0000
2.000 0.7840 0.03109 0.02279 -0.1103 0.5736 1.0000
2.250 0.8317 0.03049 0.02193 -0.1129 0.5711 1.0000
2.500 0.7810 0.03412 0.02579 -0.1029 0.5578 1.0000
2.750 0.8246 0.03354 0.02502 -0.1049 0.5553 1.0000
3.000 0.8736 0.03279 0.02406 -0.1076 0.5532 1.0000
3.250 0.7903 0.03834 0.02987 -0.0945 0.5385 1.0000
3.500 0.8445 0.03702 0.02837 -0.0973 0.5371 1.0000
3.750 0.9023 0.03579 0.02696 -0.1010 0.5357 1.0000
4.000 0.7876 0.04491 0.03637 -0.0874 0.5189 1.0000
4.250 0.8357 0.04341 0.03473 -0.0888 0.5183 1.0000
4.500 0.8890 0.04175 0.03292 -0.0909 0.5176 1.0000
7.750 0.5325 0.12425 0.11636 -0.0777 0.4902 1.0000
8.000 0.5550 0.12626 0.11832 -0.0780 0.4869 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)