GOE 400 AIRFOIL (goe400-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 400 AIRFOIL (goe400-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 59.08 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe400-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe400-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 400 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 -0.4100 0.11661 0.11167 0.0022 1.0000 0.0654
-8.750 -0.4105 0.11610 0.11123 -0.0021 1.0000 0.0664
-8.500 -0.4131 0.11584 0.11105 -0.0071 1.0000 0.0668
-8.250 -0.3950 0.10776 0.10295 -0.0040 1.0000 0.0679
-8.000 -0.3827 0.10342 0.09863 -0.0032 1.0000 0.0700
-7.750 -0.3742 0.10042 0.09564 -0.0041 1.0000 0.0728
-7.500 -0.3682 0.09805 0.09332 -0.0064 1.0000 0.0761
-7.250 -0.3610 0.09808 0.09341 -0.0171 1.0000 0.0781
-7.000 -0.3493 0.09406 0.08943 -0.0213 1.0000 0.0789
-6.750 -0.3409 0.08863 0.08404 -0.0159 1.0000 0.0803
-6.500 -0.3293 0.08516 0.08059 -0.0159 1.0000 0.0825
-6.250 -0.3162 0.08210 0.07756 -0.0182 1.0000 0.0855
-6.000 -0.2894 0.08076 0.07618 -0.0308 1.0000 0.0903
-5.750 -0.2756 0.07650 0.07195 -0.0336 1.0000 0.0916
-5.500 -0.2700 0.07256 0.06809 -0.0296 1.0000 0.0934
-5.250 -0.2586 0.06966 0.06523 -0.0296 1.0000 0.0960
-5.000 -0.2455 0.06710 0.06270 -0.0314 1.0000 0.0995
-4.750 -0.2130 0.06623 0.06160 -0.0433 1.0000 0.1041
-4.500 -0.2198 0.06327 0.05880 -0.0391 1.0000 0.1047
-4.250 -0.2275 0.06142 0.05705 -0.0355 1.0000 0.1054
-4.000 -0.1941 0.05743 0.05305 -0.0392 0.9927 0.1101
-3.750 -0.1290 0.05296 0.04827 -0.0527 0.9834 0.1188
-3.500 -0.0897 0.04913 0.04441 -0.0572 0.9734 0.1233
-3.250 -0.0299 0.04540 0.04035 -0.0676 0.9636 0.1328
-3.000 0.0260 0.04234 0.03702 -0.0756 0.9560 0.1464
-2.750 0.0606 0.03906 0.03379 -0.0782 0.9445 0.1530
-2.500 0.1051 0.03636 0.03088 -0.0832 0.9327 0.1652
-2.250 0.1459 0.03403 0.02839 -0.0868 0.9208 0.1799
-2.000 0.1823 0.03204 0.02625 -0.0891 0.9082 0.1976
-1.750 0.2138 0.03029 0.02438 -0.0903 0.8950 0.2243
-1.500 0.2691 0.02605 0.01895 -0.0941 0.8821 0.1292
-1.250 0.3025 0.02352 0.01581 -0.0942 0.8686 0.1159
-1.000 0.3317 0.02201 0.01390 -0.0938 0.8549 0.1163
-0.750 0.3584 0.02083 0.01257 -0.0932 0.8414 0.1211
-0.500 0.3856 0.02005 0.01150 -0.0924 0.8282 0.1326
-0.250 0.4125 0.01927 0.01049 -0.0915 0.8155 0.1456
0.000 0.4381 0.01846 0.00967 -0.0906 0.8033 0.1667
0.250 0.4637 0.01808 0.00921 -0.0897 0.7904 0.1930
0.500 0.4892 0.01792 0.00903 -0.0889 0.7772 0.2171
0.750 0.5151 0.01776 0.00882 -0.0882 0.7644 0.2338
1.000 0.5410 0.01751 0.00859 -0.0874 0.7520 0.2418
1.250 0.5666 0.01738 0.00842 -0.0865 0.7403 0.2509
1.500 0.5929 0.01727 0.00826 -0.0855 0.7290 0.2587
1.750 0.6191 0.01724 0.00824 -0.0848 0.7160 0.2666
2.000 0.6451 0.01726 0.00829 -0.0841 0.7034 0.2781
2.250 0.6711 0.01725 0.00836 -0.0834 0.6912 0.2968
2.500 0.6965 0.01687 0.00846 -0.0828 0.6797 0.4220
2.750 0.7255 0.01612 0.00835 -0.0820 0.6684 1.0000
3.000 0.7515 0.01642 0.00855 -0.0813 0.6552 1.0000
3.250 0.7773 0.01673 0.00878 -0.0806 0.6422 1.0000
3.500 0.8031 0.01703 0.00901 -0.0799 0.6294 1.0000
3.750 0.8287 0.01728 0.00921 -0.0791 0.6162 1.0000
4.000 0.8542 0.01748 0.00938 -0.0782 0.6024 1.0000
4.250 0.8798 0.01767 0.00951 -0.0772 0.5882 1.0000
4.500 0.9053 0.01784 0.00966 -0.0764 0.5740 1.0000
4.750 0.9309 0.01803 0.00985 -0.0755 0.5600 1.0000
5.000 0.9565 0.01822 0.01003 -0.0747 0.5460 1.0000
5.250 0.9818 0.01840 0.01021 -0.0738 0.5311 1.0000
5.500 1.0071 0.01859 0.01043 -0.0730 0.5159 1.0000
5.750 1.0322 0.01879 0.01070 -0.0722 0.5001 1.0000
6.000 1.0570 0.01895 0.01091 -0.0713 0.4826 1.0000
6.250 1.0817 0.01914 0.01115 -0.0704 0.4655 1.0000
6.500 1.1065 0.01940 0.01148 -0.0696 0.4492 1.0000
6.750 1.1311 0.01968 0.01183 -0.0687 0.4322 1.0000
7.000 1.1555 0.01997 0.01214 -0.0678 0.4144 1.0000
7.250 1.1781 0.02023 0.01254 -0.0667 0.3900 1.0000
7.500 1.1989 0.02033 0.01261 -0.0653 0.3572 1.0000
7.750 1.2182 0.02062 0.01292 -0.0640 0.3157 1.0000
8.000 1.2367 0.02127 0.01349 -0.0627 0.2709 1.0000
8.250 1.2531 0.02233 0.01438 -0.0614 0.2185 1.0000
8.500 1.2649 0.02410 0.01578 -0.0598 0.1594 1.0000
8.750 1.2675 0.02714 0.01826 -0.0573 0.1032 1.0000
9.000 1.2715 0.02995 0.02088 -0.0546 0.0813 1.0000
9.250 1.2807 0.03217 0.02305 -0.0525 0.0706 1.0000
9.500 1.2928 0.03413 0.02500 -0.0507 0.0639 1.0000
9.750 1.3091 0.03633 0.02725 -0.0490 0.0596 1.0000
10.000 1.3258 0.03822 0.02927 -0.0475 0.0555 1.0000
10.250 1.3424 0.04045 0.03139 -0.0464 0.0518 1.0000
10.500 1.3594 0.04293 0.03413 -0.0450 0.0495 1.0000
10.750 1.3760 0.04577 0.03727 -0.0437 0.0481 1.0000
11.000 1.3889 0.04893 0.04078 -0.0422 0.0471 1.0000
11.250 1.3965 0.05235 0.04456 -0.0404 0.0465 1.0000
11.500 1.3984 0.05582 0.04839 -0.0385 0.0460 1.0000
11.750 1.3942 0.05913 0.05202 -0.0363 0.0455 1.0000
12.000 1.3859 0.06244 0.05560 -0.0342 0.0451 1.0000
12.250 1.3744 0.06602 0.05944 -0.0326 0.0447 1.0000
12.500 1.3587 0.07012 0.06382 -0.0319 0.0446 1.0000
12.750 1.3363 0.07522 0.06923 -0.0323 0.0449 1.0000
13.000 1.3099 0.08137 0.07569 -0.0341 0.0455 1.0000
13.250 1.2808 0.08853 0.08313 -0.0372 0.0464 1.0000
13.500 1.2512 0.09649 0.09133 -0.0414 0.0473 1.0000
13.750 1.2221 0.10516 0.10018 -0.0465 0.0483 1.0000
14.000 1.1946 0.11439 0.10955 -0.0521 0.0493 1.0000
14.250 1.1700 0.12389 0.11911 -0.0578 0.0502 1.0000
14.500 1.1510 0.13302 0.12828 -0.0628 0.0509 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 400 AIRFOIL (goe400-il)