GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 70.35 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe395-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe395-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 395 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2763 0.11640 0.11189 -0.0306 1.0000 0.0560
-8.750 -0.2982 0.11737 0.11295 -0.0253 1.0000 0.0563
-8.500 -0.3111 0.11711 0.11275 -0.0219 1.0000 0.0570
-8.250 -0.3201 0.11635 0.11204 -0.0195 0.9999 0.0579
-8.000 -0.3072 0.11336 0.10904 -0.0229 0.9961 0.0599
-7.750 -0.2970 0.11123 0.10691 -0.0265 0.9918 0.0620
-7.500 -0.2936 0.11138 0.10708 -0.0314 0.9853 0.0632
-7.250 -0.2805 0.11188 0.10758 -0.0417 0.9777 0.0637
-7.000 -0.2695 0.10664 0.10236 -0.0426 0.9748 0.0643
-6.750 -0.2593 0.10042 0.09612 -0.0381 0.9742 0.0657
-6.500 -0.2456 0.09703 0.09272 -0.0390 0.9718 0.0681
-6.250 -0.2317 0.09438 0.09005 -0.0418 0.9690 0.0711
-6.000 -0.2285 0.09286 0.08855 -0.0428 0.9646 0.0734
-5.750 -0.2000 0.09343 0.08905 -0.0568 0.9591 0.0762
-5.500 -0.1785 0.08981 0.08541 -0.0630 0.9569 0.0770
-5.250 -0.1756 0.08488 0.08052 -0.0582 0.9557 0.0781
-5.000 -0.1739 0.08234 0.07798 -0.0556 0.9529 0.0794
-4.750 -0.1681 0.08020 0.07585 -0.0549 0.9504 0.0816
-4.500 -0.1529 0.07794 0.07356 -0.0572 0.9477 0.0855
-4.250 -0.0892 0.07568 0.07108 -0.0769 0.9442 0.0911
-4.000 -0.0825 0.07152 0.06698 -0.0737 0.9422 0.0924
-3.750 -0.0670 0.06868 0.06412 -0.0736 0.9385 0.0949
-3.500 -0.0453 0.06625 0.06164 -0.0761 0.9333 0.0989
-3.250 0.0149 0.06257 0.05776 -0.0894 0.9290 0.1068
-3.000 0.0470 0.05943 0.05458 -0.0922 0.9260 0.1112
-2.750 0.1010 0.05717 0.05204 -0.1038 0.9207 0.1204
-2.500 0.1156 0.05445 0.04938 -0.1025 0.9166 0.1228
-2.250 0.1728 0.05161 0.04632 -0.1119 0.9129 0.1360
-2.000 0.2029 0.04944 0.04413 -0.1138 0.9092 0.1429
-1.750 0.2374 0.04745 0.04199 -0.1180 0.9034 0.1523
-1.500 0.2853 0.04521 0.03958 -0.1240 0.8991 0.1664
-1.250 0.3366 0.04293 0.03718 -0.1298 0.8959 0.1834
-1.000 0.3554 0.04202 0.03624 -0.1296 0.8885 0.2000
-0.750 0.4004 0.04027 0.03437 -0.1340 0.8837 0.2278
-0.500 0.5033 0.03455 0.02737 -0.1489 0.8820 0.1366
-0.250 0.5395 0.03313 0.02554 -0.1507 0.8756 0.1325
0.000 0.5838 0.03152 0.02357 -0.1537 0.8700 0.1366
0.250 0.6391 0.03003 0.02169 -0.1582 0.8666 0.1503
0.500 0.6606 0.02992 0.02148 -0.1573 0.8573 0.1643
0.750 0.7064 0.02900 0.02058 -0.1601 0.8526 0.1852
1.000 0.7322 0.02889 0.02042 -0.1597 0.8436 0.1988
1.250 0.7725 0.02822 0.01964 -0.1610 0.8379 0.2087
1.500 0.7984 0.02817 0.01962 -0.1605 0.8285 0.2207
1.750 0.8365 0.02750 0.01900 -0.1612 0.8225 0.2321
2.000 0.8618 0.02744 0.01899 -0.1603 0.8126 0.2433
2.250 0.8982 0.02674 0.01836 -0.1605 0.8067 0.2663
2.500 0.9220 0.02665 0.01850 -0.1593 0.7957 0.3032
2.750 0.9556 0.02491 0.01784 -0.1586 0.7907 1.0000
3.000 0.9784 0.02516 0.01798 -0.1571 0.7784 1.0000
3.250 1.0040 0.02523 0.01799 -0.1559 0.7677 1.0000
3.500 1.0366 0.02475 0.01747 -0.1552 0.7609 1.0000
3.750 1.0601 0.02487 0.01763 -0.1537 0.7482 1.0000
4.000 1.0854 0.02486 0.01763 -0.1524 0.7366 1.0000
4.250 1.1183 0.02411 0.01688 -0.1514 0.7295 1.0000
4.500 1.1431 0.02388 0.01668 -0.1498 0.7157 1.0000
4.750 1.1687 0.02349 0.01636 -0.1481 0.7019 1.0000
5.000 1.1945 0.02306 0.01599 -0.1465 0.6878 1.0000
5.250 1.2204 0.02263 0.01561 -0.1451 0.6735 1.0000
5.500 1.2465 0.02208 0.01516 -0.1435 0.6583 1.0000
5.750 1.2728 0.02141 0.01456 -0.1420 0.6419 1.0000
6.000 1.2992 0.02081 0.01402 -0.1405 0.6250 1.0000
6.250 1.3217 0.02064 0.01398 -0.1390 0.6035 1.0000
6.500 1.3483 0.02003 0.01340 -0.1375 0.5820 1.0000
6.750 1.3726 0.01974 0.01304 -0.1358 0.5545 1.0000
7.000 1.3958 0.01984 0.01303 -0.1342 0.5261 1.0000
7.250 1.4172 0.02029 0.01339 -0.1326 0.4974 1.0000
7.500 1.4368 0.02093 0.01400 -0.1308 0.4675 1.0000
7.750 1.4532 0.02165 0.01464 -0.1286 0.4322 1.0000
8.000 1.4645 0.02250 0.01540 -0.1258 0.3872 1.0000
8.250 1.4707 0.02364 0.01634 -0.1225 0.3313 1.0000
8.500 1.4727 0.02520 0.01754 -0.1189 0.2684 1.0000
8.750 1.4721 0.02709 0.01901 -0.1152 0.2137 1.0000
9.000 1.4705 0.02902 0.02064 -0.1114 0.1789 1.0000
9.250 1.4682 0.03115 0.02258 -0.1078 0.1544 1.0000
9.500 1.4656 0.03346 0.02476 -0.1044 0.1308 1.0000
9.750 1.4611 0.03610 0.02728 -0.1011 0.1064 1.0000
10.000 1.4559 0.03893 0.02989 -0.0980 0.0871 1.0000
10.250 1.4570 0.04140 0.03232 -0.0953 0.0741 1.0000
10.500 1.4636 0.04355 0.03451 -0.0929 0.0660 1.0000
10.750 1.4742 0.04580 0.03675 -0.0906 0.0601 1.0000
11.000 1.4845 0.04779 0.03880 -0.0888 0.0551 1.0000
11.250 1.5094 0.05034 0.04131 -0.0873 0.0510 1.0000
11.500 1.5296 0.05283 0.04411 -0.0857 0.0488 1.0000
11.750 1.5463 0.05569 0.04726 -0.0842 0.0468 1.0000
12.000 1.5551 0.05846 0.05026 -0.0825 0.0450 1.0000
12.250 1.5615 0.06126 0.05319 -0.0808 0.0432 1.0000
12.500 1.5762 0.06630 0.05839 -0.0800 0.0415 1.0000
12.750 1.5709 0.07050 0.06291 -0.0778 0.0413 1.0000
13.000 1.5602 0.07444 0.06719 -0.0755 0.0412 1.0000
13.250 1.5471 0.07872 0.07179 -0.0736 0.0412 1.0000
13.500 1.5323 0.08335 0.07675 -0.0721 0.0413 1.0000
13.750 1.5162 0.08839 0.08206 -0.0711 0.0414 1.0000
14.000 1.4979 0.09292 0.08690 -0.0705 0.0415 1.0000
14.250 1.4774 0.09775 0.09200 -0.0706 0.0417 1.0000
14.500 1.4544 0.10305 0.09758 -0.0715 0.0420 1.0000
14.750 1.4271 0.10940 0.10421 -0.0737 0.0424 1.0000
15.000 1.3888 0.11843 0.11361 -0.0786 0.0433 1.0000
15.250 1.3241 0.13566 0.13129 -0.0914 0.0454 1.0000
15.500 1.2738 0.15499 0.15079 -0.1054 0.0488 1.0000
15.750 1.2543 0.16715 0.16295 -0.1129 0.0505 1.0000
16.000 1.2469 0.17564 0.17140 -0.1173 0.0513 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)