GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 45.23 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe404-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe404-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 404 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2619 0.09986 0.09533 -0.0249 1.0000 0.1082
-7.500 -0.2883 0.10016 0.09579 -0.0205 1.0000 0.1088
-7.250 -0.2998 0.09855 0.09423 -0.0287 0.9898 0.1117
-7.000 -0.2728 0.09232 0.08798 -0.0395 0.9796 0.1136
-6.750 -0.2402 0.08854 0.08420 -0.0386 0.9741 0.1161
-6.500 -0.2059 0.08418 0.07982 -0.0457 0.9661 0.1207
-6.250 -0.1852 0.07836 0.07381 -0.0658 0.9471 0.1269
-6.000 -0.1528 0.07427 0.06980 -0.0651 0.9414 0.1288
-5.750 -0.1143 0.07038 0.06589 -0.0693 0.9364 0.1330
-5.500 -0.0898 0.06579 0.06098 -0.0827 0.9202 0.1423
-5.250 -0.0660 0.06242 0.05772 -0.0817 0.9099 0.1444
-5.000 -0.0311 0.05977 0.05463 -0.0909 0.8997 0.1581
-4.750 -0.0149 0.05607 0.05113 -0.0885 0.8867 0.1603
-4.500 0.0120 0.05482 0.04960 -0.0915 0.8739 0.1742
-4.250 0.0336 0.05055 0.04540 -0.0916 0.8642 0.1778
-4.000 0.0524 0.04839 0.04327 -0.0905 0.8508 0.1832
-3.750 0.0762 0.04580 0.04047 -0.0920 0.8395 0.1967
-3.500 0.0990 0.04382 0.03829 -0.0926 0.8270 0.2131
-3.250 0.1183 0.04175 0.03627 -0.0911 0.8135 0.2217
-3.000 0.1652 0.03268 0.02544 -0.0965 0.8060 0.1279
-2.750 0.1904 0.03066 0.02286 -0.0954 0.7918 0.1257
-2.500 0.2144 0.02904 0.02131 -0.0948 0.7785 0.1309
-2.250 0.2430 0.02751 0.01943 -0.0941 0.7673 0.1362
-2.000 0.2695 0.02609 0.01752 -0.0931 0.7529 0.1425
-1.750 0.2946 0.02522 0.01666 -0.0923 0.7380 0.1507
-1.500 0.3219 0.02432 0.01540 -0.0915 0.7240 0.1601
-1.000 0.3754 0.02311 0.01387 -0.0900 0.6955 0.1787
-0.750 0.4014 0.02271 0.01340 -0.0893 0.6805 0.1868
-0.500 0.4291 0.02246 0.01286 -0.0885 0.6669 0.1929
-0.250 0.4565 0.02182 0.01218 -0.0880 0.6543 0.1993
0.000 0.4823 0.02160 0.01191 -0.0872 0.6399 0.2055
0.250 0.5095 0.02140 0.01158 -0.0867 0.6281 0.2119
0.500 0.5364 0.02105 0.01125 -0.0861 0.6172 0.2187
0.750 0.5622 0.02100 0.01120 -0.0854 0.6057 0.2276
1.000 0.5894 0.02070 0.01091 -0.0848 0.5968 0.2385
1.250 0.6144 0.02067 0.01096 -0.0841 0.5859 0.2515
1.500 0.6422 0.02045 0.01075 -0.0837 0.5779 0.2768
1.750 0.6604 0.01888 0.01107 -0.0816 0.5690 0.7927
2.000 0.7136 0.01900 0.01086 -0.0857 0.5604 1.0000
2.250 0.7385 0.01946 0.01119 -0.0851 0.5528 1.0000
2.500 0.7636 0.01986 0.01147 -0.0845 0.5454 1.0000
2.750 0.7919 0.02015 0.01152 -0.0841 0.5396 1.0000
3.000 0.8140 0.02068 0.01208 -0.0833 0.5310 1.0000
3.250 0.8407 0.02095 0.01221 -0.0828 0.5242 1.0000
3.500 0.8657 0.02139 0.01257 -0.0822 0.5173 1.0000
3.750 0.8898 0.02178 0.01293 -0.0815 0.5094 1.0000
4.000 0.9186 0.02199 0.01293 -0.0812 0.5035 1.0000
4.250 0.9397 0.02257 0.01360 -0.0802 0.4954 1.0000
4.500 0.9659 0.02285 0.01379 -0.0797 0.4886 1.0000
4.750 0.9922 0.02325 0.01410 -0.0793 0.4826 1.0000
5.000 1.0140 0.02376 0.01467 -0.0784 0.4746 1.0000
5.250 1.0423 0.02395 0.01470 -0.0781 0.4683 1.0000
5.500 1.0639 0.02459 0.01541 -0.0772 0.4614 1.0000
5.750 1.0875 0.02508 0.01593 -0.0765 0.4548 1.0000
6.000 1.1168 0.02534 0.01603 -0.0765 0.4493 1.0000
6.250 1.1353 0.02610 0.01695 -0.0752 0.4419 1.0000
6.500 1.1601 0.02647 0.01730 -0.0746 0.4350 1.0000
6.750 1.1873 0.02686 0.01759 -0.0744 0.4287 1.0000
7.000 1.2051 0.02755 0.01844 -0.0730 0.4205 1.0000
7.250 1.2336 0.02777 0.01855 -0.0728 0.4139 1.0000
7.500 1.2514 0.02853 0.01945 -0.0715 0.4058 1.0000
7.750 1.2758 0.02883 0.01972 -0.0708 0.3977 1.0000
8.000 1.2972 0.02937 0.02031 -0.0698 0.3892 1.0000
8.250 1.3192 0.02968 0.02062 -0.0688 0.3799 1.0000
8.500 1.3390 0.03021 0.02119 -0.0675 0.3702 1.0000
8.750 1.3634 0.03038 0.02129 -0.0668 0.3605 1.0000
9.000 1.3777 0.03108 0.02212 -0.0649 0.3495 1.0000
9.250 1.4072 0.03111 0.02192 -0.0648 0.3401 1.0000
9.500 1.4162 0.03187 0.02289 -0.0622 0.3284 1.0000
9.750 1.4342 0.03241 0.02342 -0.0608 0.3185 1.0000
10.000 1.4545 0.03269 0.02362 -0.0596 0.3089 1.0000
10.250 1.4640 0.03357 0.02463 -0.0573 0.2993 1.0000
10.500 1.4878 0.03372 0.02462 -0.0566 0.2912 1.0000
10.750 1.4924 0.03490 0.02601 -0.0538 0.2831 1.0000
11.000 1.5123 0.03532 0.02635 -0.0527 0.2761 1.0000
11.250 1.5206 0.03643 0.02758 -0.0505 0.2697 1.0000
11.500 1.5284 0.03731 0.02853 -0.0481 0.2632 1.0000
11.750 1.5493 0.03772 0.02882 -0.0473 0.2572 1.0000
12.000 1.5415 0.03933 0.03068 -0.0434 0.2517 1.0000
12.250 1.5541 0.04007 0.03140 -0.0418 0.2461 1.0000
12.500 1.5672 0.04103 0.03236 -0.0405 0.2412 1.0000
12.750 1.5591 0.04309 0.03466 -0.0375 0.2366 1.0000
13.000 1.5687 0.04419 0.03579 -0.0360 0.2317 1.0000
13.250 1.5881 0.04491 0.03642 -0.0353 0.2268 1.0000
13.500 1.5713 0.04779 0.03959 -0.0326 0.2229 1.0000
13.750 1.5717 0.04966 0.04156 -0.0312 0.2183 1.0000
14.000 1.6017 0.04961 0.04132 -0.0308 0.2126 1.0000
14.250 1.5757 0.05358 0.04563 -0.0288 0.2093 1.0000
14.500 1.5645 0.05670 0.04892 -0.0277 0.2049 1.0000
14.750 1.6058 0.05555 0.04747 -0.0272 0.1983 1.0000
15.000 1.5701 0.06093 0.05322 -0.0262 0.1953 1.0000
15.250 1.5443 0.06597 0.05850 -0.0260 0.1915 1.0000
15.500 1.5987 0.06325 0.05544 -0.0247 0.1838 1.0000
15.750 1.5505 0.07059 0.06317 -0.0250 0.1813 1.0000
16.000 1.4954 0.07983 0.07275 -0.0269 0.1786 1.0000
16.250 1.5781 0.07328 0.06575 -0.0236 0.1698 1.0000
16.500 1.5080 0.08411 0.07702 -0.0261 0.1682 1.0000
17.250 1.4533 0.10109 0.09432 -0.0301 0.1567 1.0000
17.500 0.9754 0.21728 0.21089 -0.0997 0.1898 1.0000
17.750 0.9880 0.22003 0.21367 -0.1002 0.1874 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)