GOE 387 AIRFOIL (goe387-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 387 AIRFOIL (goe387-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 43.6 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe387-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe387-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 387 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.2241 0.13663 0.13159 -0.0453 1.0000 0.0927
-11.500 -0.2506 0.13772 0.13282 -0.0452 1.0000 0.0933
-11.250 -0.2797 0.13897 0.13424 -0.0428 1.0000 0.0935
-11.000 -0.2575 0.13343 0.12874 -0.0380 1.0000 0.0945
-10.750 -0.2662 0.13278 0.12819 -0.0337 1.0000 0.0952
-10.500 -0.2732 0.13205 0.12754 -0.0306 0.9997 0.0963
-10.250 -0.2484 0.12783 0.12330 -0.0352 0.9950 0.0995
-10.000 -0.2331 0.12423 0.11969 -0.0413 0.9891 0.1035
-9.750 -0.2521 0.12326 0.11877 -0.0546 0.9794 0.1058
-9.500 -0.2021 0.11582 0.11128 -0.0520 0.9774 0.1079
-9.250 -0.1737 0.11182 0.10725 -0.0551 0.9726 0.1114
-9.000 -0.1608 0.10870 0.10413 -0.0608 0.9652 0.1171
-8.750 -0.1647 0.10528 0.10074 -0.0708 0.9569 0.1202
-8.500 -0.1234 0.10049 0.09591 -0.0699 0.9536 0.1233
-8.250 -0.1033 0.09724 0.09265 -0.0727 0.9461 0.1276
-8.000 -0.1177 0.09568 0.09112 -0.0823 0.9333 0.1339
-7.750 -0.0937 0.09041 0.08585 -0.0852 0.9287 0.1361
-7.500 -0.0518 0.08627 0.08167 -0.0867 0.9269 0.1403
-7.250 -0.0394 0.08353 0.07892 -0.0901 0.9184 0.1461
-7.000 -0.0573 0.07990 0.07528 -0.1008 0.9060 0.1518
-6.750 -0.0321 0.07731 0.07272 -0.0969 0.8991 0.1543
-6.500 -0.0062 0.07430 0.06969 -0.0989 0.8935 0.1600
-6.250 -0.0445 0.07260 0.06787 -0.1052 0.8765 0.1685
-6.000 -0.0028 0.06871 0.06405 -0.1041 0.8745 0.1716
-5.750 0.0193 0.06622 0.06153 -0.1055 0.8691 0.1799
-5.500 0.0021 0.06425 0.05947 -0.1064 0.8562 0.1876
-5.250 0.0379 0.06148 0.05672 -0.1067 0.8532 0.1952
-5.000 0.0163 0.06049 0.05562 -0.1052 0.8395 0.2056
-4.750 0.0489 0.05769 0.05285 -0.1054 0.8359 0.2121
-4.500 0.0338 0.05692 0.05197 -0.1030 0.8234 0.2241
-4.250 0.0627 0.05427 0.04933 -0.1032 0.8190 0.2308
-4.000 0.0366 0.04334 0.03682 -0.1050 0.8059 0.1215
-3.750 0.0625 0.03881 0.03164 -0.1047 0.8011 0.1019
-3.500 0.0967 0.03539 0.02722 -0.1049 0.7979 0.0931
-3.250 0.0940 0.03515 0.02691 -0.1002 0.7859 0.0924
-3.000 0.1324 0.03305 0.02450 -0.1013 0.7820 0.0915
-2.750 0.1755 0.03127 0.02233 -0.1029 0.7790 0.0925
-2.500 0.1755 0.03145 0.02241 -0.0984 0.7666 0.0928
-2.250 0.2185 0.02987 0.02056 -0.0999 0.7629 0.0934
-2.000 0.2318 0.02957 0.02023 -0.0973 0.7535 0.0939
-1.750 0.2645 0.02847 0.01912 -0.0975 0.7475 0.0955
-1.500 0.3067 0.02720 0.01785 -0.0990 0.7438 0.0986
-1.250 0.3141 0.02747 0.01815 -0.0955 0.7330 0.1009
-1.000 0.3495 0.02660 0.01725 -0.0959 0.7280 0.1072
-0.750 0.3902 0.02559 0.01625 -0.0971 0.7244 0.1196
-0.500 0.3935 0.02601 0.01678 -0.0931 0.7125 0.1282
-0.250 0.4308 0.02426 0.01591 -0.0940 0.7083 0.3149
0.000 0.5857 0.02151 0.01467 -0.1167 0.7044 1.0000
0.250 0.5972 0.02199 0.01503 -0.1138 0.6940 1.0000
0.500 0.6331 0.02167 0.01444 -0.1144 0.6888 1.0000
0.750 0.6418 0.02229 0.01498 -0.1112 0.6778 1.0000
1.000 0.6761 0.02199 0.01446 -0.1115 0.6718 1.0000
1.250 0.6888 0.02250 0.01489 -0.1088 0.6614 1.0000
1.500 0.7204 0.02232 0.01452 -0.1089 0.6547 1.0000
1.750 0.7368 0.02275 0.01488 -0.1068 0.6454 1.0000
2.000 0.7643 0.02274 0.01473 -0.1062 0.6379 1.0000
2.250 0.7866 0.02297 0.01485 -0.1050 0.6296 1.0000
2.500 0.8094 0.02312 0.01491 -0.1038 0.6208 1.0000
2.750 0.8387 0.02312 0.01478 -0.1036 0.6139 1.0000
3.000 0.8541 0.02355 0.01518 -0.1013 0.6040 1.0000
3.250 0.8924 0.02330 0.01473 -0.1025 0.5988 1.0000
3.500 0.8970 0.02417 0.01567 -0.0988 0.5878 1.0000
3.750 0.9327 0.02400 0.01535 -0.0996 0.5822 1.0000
4.000 0.9403 0.02483 0.01622 -0.0964 0.5724 1.0000
4.250 0.9721 0.02476 0.01603 -0.0966 0.5661 1.0000
4.500 0.9869 0.02537 0.01665 -0.0945 0.5580 1.0000
4.750 1.0102 0.02561 0.01684 -0.0935 0.5507 1.0000
5.000 1.0457 0.02551 0.01660 -0.0944 0.5454 1.0000
5.250 1.0480 0.02653 0.01773 -0.0905 0.5362 1.0000
5.500 1.0865 0.02615 0.01722 -0.0917 0.5304 1.0000
5.750 1.0917 0.02705 0.01820 -0.0882 0.5216 1.0000
6.000 1.1224 0.02696 0.01802 -0.0884 0.5152 1.0000
6.250 1.1423 0.02740 0.01846 -0.0870 0.5086 1.0000
6.500 1.1568 0.02793 0.01903 -0.0849 0.5010 1.0000
6.750 1.1995 0.02751 0.01844 -0.0868 0.4956 1.0000
7.000 1.1955 0.02873 0.01984 -0.0821 0.4874 1.0000
7.250 1.2246 0.02882 0.01989 -0.0822 0.4817 1.0000
7.500 1.2503 0.02920 0.02023 -0.0818 0.4764 1.0000
7.750 1.2508 0.03035 0.02152 -0.0779 0.4694 1.0000
8.000 1.2859 0.03026 0.02138 -0.0788 0.4639 1.0000
8.250 1.2968 0.03113 0.02232 -0.0765 0.4578 1.0000
8.500 1.3054 0.03194 0.02320 -0.0737 0.4510 1.0000
8.750 1.3542 0.03146 0.02260 -0.0766 0.4455 1.0000
9.000 1.3385 0.03314 0.02449 -0.0705 0.4386 1.0000
9.250 1.3612 0.03348 0.02484 -0.0698 0.4323 1.0000
9.500 1.3976 0.03354 0.02485 -0.0710 0.4265 1.0000
9.750 1.3758 0.03531 0.02682 -0.0642 0.4196 1.0000
10.000 1.4253 0.03483 0.02627 -0.0671 0.4130 1.0000
10.250 1.4123 0.03638 0.02795 -0.0616 0.4066 1.0000
10.500 1.4196 0.03716 0.02879 -0.0588 0.3994 1.0000
10.750 1.4576 0.03708 0.02869 -0.0601 0.3920 1.0000
11.000 1.4301 0.03908 0.03085 -0.0532 0.3848 1.0000
11.250 1.4912 0.03800 0.02962 -0.0570 0.3762 1.0000
11.500 1.4479 0.04074 0.03259 -0.0488 0.3692 1.0000
11.750 1.5122 0.03921 0.03089 -0.0525 0.3597 1.0000
12.000 1.4645 0.04243 0.03437 -0.0446 0.3529 1.0000
12.250 1.5257 0.04068 0.03241 -0.0475 0.3430 1.0000
12.500 1.4769 0.04430 0.03630 -0.0404 0.3364 1.0000
12.750 1.5398 0.04228 0.03407 -0.0431 0.3269 1.0000
13.000 1.4843 0.04668 0.03876 -0.0364 0.3209 1.0000
13.250 1.5458 0.04457 0.03646 -0.0385 0.3124 1.0000
13.500 1.4966 0.04916 0.04134 -0.0332 0.3069 1.0000
13.750 1.4807 0.05205 0.04435 -0.0308 0.3006 1.0000
14.000 1.5287 0.05048 0.04268 -0.0314 0.2938 1.0000
14.250 1.4315 0.06044 0.05302 -0.0269 0.2889 1.0000
14.500 1.2466 0.08562 0.07842 -0.0283 0.2788 1.0000
14.750 1.3524 0.07392 0.06674 -0.0254 0.2769 1.0000
15.250 1.5341 0.05933 0.05189 -0.0246 0.2641 1.0000
15.500 1.0061 0.14224 0.13519 -0.0461 0.2350 1.0000
15.750 0.9644 0.15361 0.14659 -0.0512 0.2240 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 387 AIRFOIL (goe387-il)