GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 50.84 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe404-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe404-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2363 0.10260 0.09758 -0.0347 1.0000 0.0748
-8.500 -0.2466 0.10048 0.09556 -0.0343 1.0000 0.0743
-8.250 -0.2578 0.09463 0.08972 -0.0372 0.9955 0.0601
-8.000 -0.2331 0.09087 0.08595 -0.0407 0.9868 0.0583
-7.750 -0.2146 0.08627 0.08134 -0.0467 0.9745 0.0579
-7.500 -0.1988 0.08168 0.07675 -0.0528 0.9587 0.0578
-7.250 -0.1840 0.07700 0.07204 -0.0589 0.9412 0.0575
-7.000 -0.1704 0.07197 0.06695 -0.0653 0.9237 0.0566
-6.750 -0.1605 0.06579 0.06067 -0.0726 0.9058 0.0553
-6.500 -0.1563 0.05642 0.05099 -0.0820 0.8878 0.0540
-6.250 -0.1427 0.05134 0.04568 -0.0853 0.8723 0.0540
-6.000 -0.1264 0.04712 0.04125 -0.0875 0.8578 0.0543
-5.750 -0.1048 0.04535 0.03936 -0.0880 0.8440 0.0552
-5.500 -0.0858 0.04265 0.03646 -0.0887 0.8285 0.0563
-5.250 -0.0675 0.03861 0.03205 -0.0898 0.8143 0.0575
-5.000 -0.0493 0.03360 0.02643 -0.0906 0.8016 0.0586
-4.750 -0.0288 0.02950 0.02165 -0.0907 0.7894 0.0601
-4.500 -0.0039 0.02860 0.02061 -0.0902 0.7757 0.0612
-4.250 0.0215 0.02748 0.01926 -0.0899 0.7631 0.0632
-4.000 0.0469 0.02546 0.01670 -0.0895 0.7515 0.0667
-3.750 0.0728 0.02503 0.01620 -0.0890 0.7381 0.0687
-3.500 0.0992 0.02380 0.01461 -0.0885 0.7264 0.0721
-3.250 0.1257 0.02304 0.01364 -0.0880 0.7145 0.0751
-3.000 0.1523 0.02248 0.01288 -0.0875 0.7020 0.0798
-2.750 0.1792 0.02206 0.01232 -0.0870 0.6908 0.0844
-2.500 0.2059 0.02149 0.01148 -0.0864 0.6781 0.0908
-2.250 0.2323 0.02125 0.01125 -0.0860 0.6661 0.0954
-2.000 0.2592 0.02090 0.01067 -0.0855 0.6542 0.1023
-1.750 0.2854 0.02072 0.01051 -0.0850 0.6415 0.1085
-1.500 0.3123 0.02045 0.01009 -0.0846 0.6302 0.1155
-1.250 0.3386 0.02024 0.00985 -0.0841 0.6174 0.1215
-1.000 0.3654 0.02000 0.00943 -0.0835 0.6049 0.1268
-0.750 0.3918 0.01964 0.00907 -0.0830 0.5934 0.1310
-0.500 0.4180 0.01941 0.00883 -0.0825 0.5801 0.1351
-0.250 0.4445 0.01922 0.00855 -0.0819 0.5683 0.1396
0.000 0.4707 0.01901 0.00829 -0.0813 0.5572 0.1435
0.250 0.4966 0.01884 0.00815 -0.0808 0.5454 0.1474
0.500 0.5227 0.01875 0.00799 -0.0802 0.5351 0.1527
0.750 0.5488 0.01869 0.00788 -0.0796 0.5239 0.1583
1.000 0.5747 0.01861 0.00780 -0.0790 0.5142 0.1643
1.250 0.6011 0.01861 0.00773 -0.0786 0.5047 0.1720
1.500 0.6275 0.01861 0.00772 -0.0781 0.4966 0.1828
1.750 0.6541 0.01862 0.00774 -0.0778 0.4884 0.1992
2.000 0.6810 0.01859 0.00772 -0.0775 0.4819 0.2322
2.500 0.7474 0.01719 0.00801 -0.0791 0.4669 1.0000
2.750 0.7730 0.01748 0.00815 -0.0785 0.4604 1.0000
3.000 0.7984 0.01777 0.00834 -0.0780 0.4535 1.0000
3.250 0.8240 0.01807 0.00847 -0.0774 0.4475 1.0000
3.500 0.8490 0.01838 0.00871 -0.0768 0.4406 1.0000
3.750 0.8740 0.01869 0.00894 -0.0762 0.4336 1.0000
4.250 0.9238 0.01934 0.00943 -0.0750 0.4207 1.0000
4.500 0.9486 0.01967 0.00970 -0.0744 0.4144 1.0000
4.750 0.9742 0.02002 0.00991 -0.0739 0.4091 1.0000
5.000 0.9981 0.02038 0.01032 -0.0733 0.4030 1.0000
5.250 1.0224 0.02073 0.01065 -0.0727 0.3971 1.0000
5.500 1.0472 0.02107 0.01090 -0.0721 0.3914 1.0000
5.750 1.0702 0.02144 0.01132 -0.0713 0.3847 1.0000
6.000 1.0935 0.02180 0.01169 -0.0706 0.3783 1.0000
6.250 1.1177 0.02216 0.01198 -0.0700 0.3731 1.0000
6.500 1.1407 0.02258 0.01245 -0.0692 0.3676 1.0000
6.750 1.1632 0.02298 0.01293 -0.0684 0.3618 1.0000
7.000 1.1862 0.02336 0.01328 -0.0677 0.3563 1.0000
7.250 1.2085 0.02378 0.01371 -0.0669 0.3507 1.0000
7.500 1.2292 0.02421 0.01425 -0.0658 0.3439 1.0000
7.750 1.2506 0.02460 0.01463 -0.0649 0.3377 1.0000
8.000 1.2707 0.02506 0.01515 -0.0638 0.3312 1.0000
8.250 1.2898 0.02552 0.01571 -0.0626 0.3240 1.0000
8.500 1.3099 0.02593 0.01608 -0.0615 0.3179 1.0000
8.750 1.3264 0.02650 0.01681 -0.0600 0.3097 1.0000
9.000 1.3433 0.02698 0.01728 -0.0585 0.3022 1.0000
9.250 1.3581 0.02759 0.01801 -0.0568 0.2934 1.0000
9.500 1.3717 0.02815 0.01857 -0.0549 0.2850 1.0000
9.750 1.3815 0.02886 0.01938 -0.0526 0.2751 1.0000
10.000 1.3905 0.02960 0.02012 -0.0503 0.2660 1.0000
10.250 1.3982 0.03052 0.02109 -0.0481 0.2559 1.0000
10.500 1.4055 0.03155 0.02218 -0.0460 0.2464 1.0000
10.750 1.4115 0.03270 0.02332 -0.0440 0.2381 1.0000
11.000 1.4177 0.03402 0.02471 -0.0423 0.2297 1.0000
11.250 1.4222 0.03546 0.02612 -0.0406 0.2230 1.0000
11.500 1.4273 0.03704 0.02780 -0.0392 0.2161 1.0000
11.750 1.4302 0.03880 0.02956 -0.0378 0.2103 1.0000
12.000 1.4334 0.04070 0.03151 -0.0367 0.2047 1.0000
12.250 1.4350 0.04279 0.03365 -0.0357 0.1993 1.0000
12.500 1.4359 0.04497 0.03580 -0.0348 0.1949 1.0000
12.750 1.4378 0.04729 0.03823 -0.0341 0.1904 1.0000
13.000 1.4385 0.04973 0.04075 -0.0336 0.1863 1.0000
13.250 1.4392 0.05215 0.04317 -0.0330 0.1825 1.0000
13.500 1.4397 0.05468 0.04574 -0.0326 0.1787 1.0000
13.750 1.4377 0.05763 0.04882 -0.0324 0.1747 1.0000
14.000 1.4366 0.06046 0.05172 -0.0323 0.1711 1.0000
14.250 1.4393 0.06278 0.05404 -0.0319 0.1678 1.0000
14.500 1.4405 0.06542 0.05673 -0.0317 0.1648 1.0000
14.750 1.4364 0.06890 0.06039 -0.0321 0.1615 1.0000
15.000 1.4338 0.07219 0.06379 -0.0324 0.1582 1.0000
15.250 1.4345 0.07501 0.06666 -0.0325 0.1551 1.0000
15.500 1.4445 0.07641 0.06797 -0.0319 0.1520 1.0000
15.750 1.4325 0.08132 0.07315 -0.0331 0.1491 1.0000
16.000 1.4234 0.08586 0.07787 -0.0343 0.1458 1.0000
16.250 1.4194 0.08961 0.08172 -0.0351 0.1425 1.0000
16.500 1.4238 0.09196 0.08407 -0.0353 0.1394 1.0000
16.750 1.4161 0.09643 0.08867 -0.0366 0.1363 1.0000
17.000 1.3963 0.10309 0.09557 -0.0391 0.1327 1.0000
17.250 1.3870 0.10799 0.10060 -0.0409 0.1292 1.0000
17.500 1.3930 0.11017 0.10276 -0.0413 0.1260 1.0000
17.750 1.3703 0.11762 0.11043 -0.0445 0.1225 1.0000
18.000 1.3409 0.12658 0.11961 -0.0488 0.1183 1.0000
18.250 1.3412 0.12999 0.12305 -0.0502 0.1151 1.0000
18.500 1.3451 0.13271 0.12578 -0.0512 0.1125 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)