GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 68.76 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe404-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe404-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2308 0.09994 0.09642 -0.0335 1.0000 0.0683
-8.500 -0.2362 0.09831 0.09487 -0.0321 1.0000 0.0694
-8.250 -0.2508 0.09734 0.09400 -0.0293 1.0000 0.0704
-7.750 -0.2235 0.08717 0.08384 -0.0467 0.9840 0.0732
-7.500 -0.1930 0.08351 0.08018 -0.0495 0.9799 0.0741
-7.250 -0.1678 0.07979 0.07646 -0.0541 0.9705 0.0755
-7.000 -0.1464 0.07570 0.07236 -0.0605 0.9571 0.0776
-6.750 -0.1318 0.06655 0.06299 -0.0823 0.9359 0.0810
-6.500 -0.1154 0.06415 0.06062 -0.0805 0.9212 0.0815
-6.250 -0.1002 0.06189 0.05835 -0.0796 0.9052 0.0823
-6.000 -0.0855 0.05962 0.05604 -0.0794 0.8886 0.0836
-5.750 -0.0690 0.05350 0.04928 -0.0909 0.8692 0.0900
-5.500 -0.0534 0.05037 0.04622 -0.0896 0.8551 0.0906
-5.250 -0.0362 0.04813 0.04396 -0.0887 0.8413 0.0913
-5.000 -0.0240 0.03587 0.03073 -0.0935 0.8284 0.0728
-4.750 -0.0024 0.03458 0.02944 -0.0929 0.8142 0.0735
-4.500 0.0185 0.03131 0.02587 -0.0927 0.8018 0.0702
-4.250 0.0393 0.02735 0.02137 -0.0924 0.7895 0.0701
-4.000 0.0612 0.02387 0.01728 -0.0918 0.7771 0.0707
-3.750 0.0852 0.02110 0.01373 -0.0909 0.7663 0.0726
-3.500 0.1110 0.02043 0.01307 -0.0905 0.7533 0.0743
-3.250 0.1373 0.01996 0.01249 -0.0899 0.7405 0.0768
-3.000 0.1639 0.01898 0.01110 -0.0892 0.7290 0.0815
-2.750 0.1903 0.01877 0.01094 -0.0887 0.7157 0.0850
-2.500 0.2170 0.01804 0.00992 -0.0881 0.7035 0.0911
-2.250 0.2439 0.01783 0.00965 -0.0876 0.6920 0.0965
-2.000 0.2703 0.01738 0.00912 -0.0871 0.6784 0.1038
-1.750 0.2973 0.01729 0.00889 -0.0865 0.6655 0.1112
-1.500 0.3238 0.01685 0.00838 -0.0861 0.6529 0.1175
-1.250 0.3504 0.01672 0.00817 -0.0855 0.6382 0.1241
-1.000 0.3769 0.01634 0.00775 -0.0851 0.6241 0.1303
-0.750 0.4036 0.01627 0.00760 -0.0846 0.6107 0.1372
-0.500 0.4305 0.01607 0.00725 -0.0840 0.5969 0.1425
-0.250 0.4569 0.01572 0.00693 -0.0836 0.5824 0.1469
0.000 0.4836 0.01558 0.00672 -0.0831 0.5690 0.1513
0.250 0.5104 0.01547 0.00647 -0.0825 0.5567 0.1551
0.500 0.5370 0.01529 0.00626 -0.0820 0.5436 0.1588
0.750 0.5633 0.01510 0.00609 -0.0816 0.5320 0.1640
1.000 0.5900 0.01506 0.00597 -0.0811 0.5221 0.1695
1.500 0.6432 0.01496 0.00584 -0.0803 0.5037 0.1841
1.750 0.6696 0.01492 0.00586 -0.0799 0.4944 0.1957
2.000 0.6960 0.01488 0.00580 -0.0794 0.4862 0.2162
2.250 0.7393 0.01303 0.00593 -0.0824 0.4763 1.0000
2.500 0.7653 0.01328 0.00596 -0.0818 0.4689 1.0000
2.750 0.7911 0.01353 0.00611 -0.0812 0.4617 1.0000
3.000 0.8169 0.01375 0.00624 -0.0807 0.4546 1.0000
3.500 0.8690 0.01431 0.00662 -0.0798 0.4425 1.0000
3.750 0.8951 0.01457 0.00682 -0.0793 0.4370 1.0000
4.000 0.9217 0.01490 0.00703 -0.0790 0.4319 1.0000
4.250 0.9473 0.01517 0.00729 -0.0785 0.4260 1.0000
4.500 0.9727 0.01541 0.00750 -0.0780 0.4198 1.0000
4.750 0.9989 0.01571 0.00772 -0.0776 0.4147 1.0000
5.000 1.0249 0.01605 0.00802 -0.0773 0.4097 1.0000
5.250 1.0498 0.01628 0.00829 -0.0767 0.4038 1.0000
5.500 1.0754 0.01655 0.00852 -0.0762 0.3986 1.0000
5.750 1.1023 0.01697 0.00882 -0.0760 0.3940 1.0000
6.000 1.1263 0.01720 0.00916 -0.0754 0.3890 1.0000
6.250 1.1511 0.01746 0.00945 -0.0748 0.3835 1.0000
6.500 1.1765 0.01775 0.00967 -0.0744 0.3784 1.0000
6.750 1.2011 0.01808 0.01002 -0.0738 0.3730 1.0000
7.000 1.2243 0.01830 0.01032 -0.0730 0.3666 1.0000
7.250 1.2487 0.01855 0.01051 -0.0724 0.3606 1.0000
7.500 1.2717 0.01884 0.01084 -0.0716 0.3542 1.0000
7.750 1.2938 0.01903 0.01110 -0.0707 0.3467 1.0000
8.000 1.3170 0.01932 0.01130 -0.0699 0.3397 1.0000
8.250 1.3369 0.01951 0.01162 -0.0686 0.3312 1.0000
8.500 1.3587 0.01980 0.01182 -0.0677 0.3235 1.0000
8.750 1.3773 0.02003 0.01221 -0.0663 0.3141 1.0000
9.000 1.3964 0.02036 0.01249 -0.0649 0.3052 1.0000
9.250 1.4134 0.02067 0.01288 -0.0633 0.2939 1.0000
9.500 1.4293 0.02108 0.01332 -0.0615 0.2819 1.0000
9.750 1.4434 0.02157 0.01379 -0.0596 0.2698 1.0000
10.000 1.4542 0.02215 0.01432 -0.0571 0.2586 1.0000
10.250 1.4659 0.02279 0.01499 -0.0549 0.2472 1.0000
10.500 1.4766 0.02356 0.01575 -0.0527 0.2378 1.0000
10.750 1.4862 0.02444 0.01659 -0.0506 0.2297 1.0000
11.000 1.4974 0.02533 0.01751 -0.0488 0.2224 1.0000
11.250 1.5065 0.02635 0.01850 -0.0469 0.2159 1.0000
11.500 1.5161 0.02743 0.01959 -0.0452 0.2100 1.0000
11.750 1.5256 0.02854 0.02074 -0.0436 0.2042 1.0000
12.000 1.5334 0.02983 0.02197 -0.0420 0.1998 1.0000
12.250 1.5434 0.03104 0.02325 -0.0406 0.1956 1.0000
12.500 1.5523 0.03234 0.02462 -0.0393 0.1913 1.0000
12.750 1.5602 0.03375 0.02603 -0.0380 0.1875 1.0000
13.000 1.5694 0.03515 0.02738 -0.0368 0.1839 1.0000
13.250 1.5771 0.03666 0.02903 -0.0358 0.1805 1.0000
13.500 1.5840 0.03826 0.03071 -0.0348 0.1769 1.0000
13.750 1.5910 0.03988 0.03233 -0.0338 0.1734 1.0000
14.000 1.6008 0.04133 0.03374 -0.0328 0.1697 1.0000
14.250 1.6034 0.04340 0.03598 -0.0320 0.1665 1.0000
14.500 1.6066 0.04545 0.03813 -0.0314 0.1629 1.0000
14.750 1.6114 0.04736 0.04004 -0.0306 0.1591 1.0000
15.000 1.6170 0.04924 0.04194 -0.0298 0.1553 1.0000
15.250 1.6130 0.05212 0.04502 -0.0296 0.1517 1.0000
15.500 1.6118 0.05478 0.04776 -0.0293 0.1477 1.0000
15.750 1.6202 0.05635 0.04919 -0.0284 0.1430 1.0000
16.000 1.6084 0.06040 0.05352 -0.0289 0.1396 1.0000
16.250 1.6026 0.06387 0.05711 -0.0293 0.1353 1.0000
16.500 1.6040 0.06637 0.05956 -0.0291 0.1312 1.0000
16.750 1.5951 0.07040 0.06376 -0.0297 0.1273 1.0000
17.000 1.5874 0.07439 0.06788 -0.0305 0.1233 1.0000
17.250 1.5865 0.07742 0.07090 -0.0309 0.1200 1.0000
17.500 1.5847 0.08059 0.07413 -0.0311 0.1168 1.0000
17.750 1.5756 0.08503 0.07874 -0.0323 0.1138 1.0000
18.000 1.5727 0.08855 0.08234 -0.0331 0.1112 1.0000
18.250 1.5743 0.09135 0.08516 -0.0336 0.1090 1.0000
18.500 1.5815 0.09316 0.08692 -0.0333 0.1068 1.0000
18.750 1.5701 0.09817 0.09215 -0.0350 0.1050 1.0000
19.000 1.5622 0.10265 0.09678 -0.0365 0.1032 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)