GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.14 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe390-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe390-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 390 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 0.1380 0.11278 0.10759 -0.1164 0.9040 0.1366
-10.000 0.1295 0.11105 0.10585 -0.1211 0.8982 0.1420
-9.750 0.1234 0.10869 0.10352 -0.1219 0.8885 0.1434
-9.500 0.1580 0.10456 0.09936 -0.1214 0.8835 0.1455
-9.250 0.1789 0.10145 0.09621 -0.1225 0.8789 0.1496
-9.000 0.1593 0.10091 0.09570 -0.1236 0.8671 0.1551
-8.750 0.1579 0.09749 0.09228 -0.1257 0.8610 0.1572
-8.500 0.1844 0.09442 0.08918 -0.1241 0.8544 0.1594
-8.250 0.1955 0.09232 0.08707 -0.1234 0.8461 0.1624
-8.000 0.1996 0.08990 0.08462 -0.1245 0.8406 0.1674
-7.500 0.1788 0.08582 0.08062 -0.1256 0.8234 0.1729
-7.250 0.2054 0.08287 0.07760 -0.1251 0.8197 0.1757
-7.000 0.2059 0.08182 0.07660 -0.1235 0.8105 0.1791
-6.750 0.1755 0.08078 0.07561 -0.1239 0.8016 0.1855
-6.500 0.1085 0.08030 0.07518 -0.1250 0.7881 0.1877
-6.250 0.0387 0.06346 0.05773 -0.1322 0.7798 0.1305
-6.000 0.0284 0.06332 0.05769 -0.1274 0.7697 0.1313
-5.750 0.0358 0.06124 0.05557 -0.1257 0.7625 0.1288
-5.500 0.0967 0.06401 0.05859 -0.1254 0.7604 0.1523
-5.250 -0.0089 0.05191 0.04523 -0.1205 0.7435 0.1186
-5.000 0.0171 0.04714 0.03972 -0.1223 0.7400 0.1193
-4.750 0.0637 0.04561 0.03832 -0.1250 0.7381 0.1236
-4.500 0.0383 0.04669 0.03935 -0.1179 0.7238 0.1240
-4.250 0.0752 0.04391 0.03603 -0.1197 0.7204 0.1288
-4.000 0.1222 0.04157 0.03347 -0.1225 0.7183 0.1341
-3.750 0.1691 0.03952 0.03095 -0.1249 0.7164 0.1420
-3.500 0.1473 0.04089 0.03225 -0.1183 0.7013 0.1430
-3.250 0.1936 0.03940 0.03084 -0.1206 0.6989 0.1506
-3.000 0.2406 0.03758 0.02876 -0.1230 0.6970 0.1596
-2.750 0.2247 0.03904 0.03026 -0.1172 0.6827 0.1616
-2.500 0.2712 0.03757 0.02849 -0.1193 0.6798 0.1718
-2.250 0.3189 0.03594 0.02688 -0.1216 0.6777 0.1823
-2.000 0.3667 0.03431 0.02517 -0.1239 0.6757 0.1940
-1.750 0.3502 0.03607 0.02697 -0.1182 0.6611 0.1968
-1.500 0.3960 0.03464 0.02549 -0.1201 0.6586 0.2114
-1.250 0.4430 0.03317 0.02402 -0.1222 0.6563 0.2313
-1.000 0.4786 0.03241 0.02329 -0.1229 0.6521 0.2552
-0.750 0.4734 0.03365 0.02457 -0.1186 0.6396 0.2671
-0.500 0.5190 0.03236 0.02337 -0.1205 0.6371 0.2982
-0.250 0.5288 0.03310 0.02419 -0.1181 0.6288 0.3160
0.000 0.5416 0.03362 0.02480 -0.1161 0.6206 0.3365
0.250 0.5865 0.03242 0.02372 -0.1180 0.6179 0.3791
0.500 0.6326 0.03094 0.02265 -0.1199 0.6157 0.4666
0.750 0.6013 0.03379 0.02574 -0.1126 0.6017 0.4907
1.000 0.6589 0.03152 0.02472 -0.1147 0.5995 1.0000
1.250 0.7073 0.03083 0.02366 -0.1173 0.5969 1.0000
1.500 0.7605 0.03002 0.02252 -0.1206 0.5947 1.0000
1.750 0.6980 0.03411 0.02680 -0.1091 0.5799 1.0000
2.000 0.7520 0.03310 0.02551 -0.1122 0.5778 1.0000
2.250 0.8063 0.03214 0.02430 -0.1155 0.5758 1.0000
2.500 0.7157 0.03852 0.03094 -0.1022 0.5593 1.0000
2.750 0.7694 0.03704 0.02923 -0.1045 0.5580 1.0000
3.000 0.8288 0.03552 0.02749 -0.1079 0.5568 1.0000
3.250 0.8931 0.03417 0.02590 -0.1124 0.5553 1.0000
3.500 0.7773 0.04277 0.03482 -0.0978 0.5376 1.0000
3.750 0.8334 0.04081 0.03267 -0.0999 0.5370 1.0000
4.000 0.8957 0.03879 0.03044 -0.1030 0.5363 1.0000
4.250 0.7843 0.04982 0.04176 -0.0928 0.5173 1.0000
4.500 0.8356 0.04766 0.03944 -0.0938 0.5169 1.0000
4.750 0.8928 0.04526 0.03687 -0.0954 0.5166 1.0000
6.000 0.6352 0.08721 0.07940 -0.0827 0.4511 1.0000
6.250 0.6602 0.08769 0.07980 -0.0823 0.4469 1.0000
6.500 0.6989 0.08665 0.07865 -0.0820 0.4445 1.0000
6.750 0.6544 0.09494 0.08706 -0.0814 0.4339 1.0000
7.000 0.6716 0.09630 0.08837 -0.0810 0.4291 1.0000
7.250 0.7088 0.09539 0.08736 -0.0806 0.4263 1.0000
7.500 0.6767 0.10239 0.09445 -0.0803 0.4169 1.0000
7.750 0.6824 0.10518 0.09722 -0.0801 0.4116 1.0000
8.000 0.7158 0.10470 0.09667 -0.0797 0.4084 1.0000
8.250 0.7591 0.10302 0.09489 -0.0791 0.4065 1.0000
8.500 0.6941 0.11412 0.10615 -0.0797 0.3948 1.0000
8.750 0.7175 0.11491 0.10690 -0.0794 0.3912 1.0000
9.000 0.7590 0.11344 0.10534 -0.0787 0.3888 1.0000
9.250 0.7083 0.12307 0.11510 -0.0797 0.3799 1.0000
9.500 0.6248 0.14031 0.13266 -0.0847 0.4160 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)