GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.6 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe418-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe418-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 418 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2701 0.10070 0.09585 -0.0257 1.0000 0.1310
-7.750 -0.2987 0.10117 0.09646 -0.0222 1.0000 0.1324
-7.500 -0.3346 0.10084 0.09621 -0.0373 0.9852 0.1346
-7.250 -0.2979 0.09545 0.09084 -0.0319 0.9849 0.1359
-7.000 -0.2533 0.09106 0.08642 -0.0336 0.9817 0.1395
-6.750 -0.2279 0.08757 0.08292 -0.0401 0.9701 0.1453
-6.500 -0.2095 0.08202 0.07730 -0.0569 0.9532 0.1511
-6.250 -0.1791 0.07873 0.07403 -0.0555 0.9449 0.1537
-6.000 -0.1537 0.07561 0.07068 -0.0729 0.9273 0.1660
-5.750 -0.1217 0.07037 0.06551 -0.0731 0.9231 0.1685
-5.500 -0.0802 0.06702 0.06219 -0.0746 0.9200 0.1736
-5.250 -0.0587 0.06325 0.05820 -0.0857 0.9041 0.1857
-5.000 -0.0294 0.06032 0.05534 -0.0848 0.8965 0.1891
-4.750 -0.0024 0.05746 0.05225 -0.0924 0.8847 0.2043
-4.500 0.0185 0.05506 0.04994 -0.0903 0.8741 0.2078
-4.250 0.0474 0.05245 0.04711 -0.0957 0.8646 0.2237
-4.000 0.0633 0.05046 0.04520 -0.0934 0.8526 0.2276
-3.750 0.0911 0.04815 0.04273 -0.0964 0.8446 0.2443
-3.500 0.1072 0.04720 0.04173 -0.0953 0.8321 0.2577
-3.250 0.1318 0.04451 0.03902 -0.0955 0.8251 0.2674
-3.000 0.1464 0.04317 0.03759 -0.0951 0.8130 0.2835
-2.750 0.1941 0.03447 0.02749 -0.1051 0.8060 0.1808
-2.500 0.2138 0.03256 0.02536 -0.1043 0.7953 0.1768
-2.250 0.2433 0.03056 0.02301 -0.1046 0.7876 0.1768
-2.000 0.2667 0.02916 0.02133 -0.1039 0.7778 0.1769
-1.750 0.2953 0.02789 0.01972 -0.1036 0.7694 0.1800
-1.500 0.3222 0.02699 0.01848 -0.1031 0.7610 0.1830
-1.250 0.3475 0.02597 0.01730 -0.1024 0.7518 0.1863
-1.000 0.3787 0.02519 0.01648 -0.1024 0.7455 0.1918
-0.750 0.3998 0.02491 0.01612 -0.1012 0.7350 0.1959
-0.500 0.4316 0.02432 0.01525 -0.1011 0.7284 0.2016
-0.250 0.4538 0.02394 0.01487 -0.1000 0.7188 0.2059
0.000 0.4828 0.02349 0.01439 -0.0997 0.7111 0.2119
0.250 0.5089 0.02331 0.01412 -0.0990 0.7028 0.2182
0.500 0.5353 0.02302 0.01377 -0.0983 0.6940 0.2236
0.750 0.5663 0.02262 0.01338 -0.0982 0.6874 0.2315
1.000 0.5876 0.02271 0.01348 -0.0969 0.6769 0.2387
1.250 0.6190 0.02228 0.01305 -0.0967 0.6699 0.2473
1.500 0.6401 0.02244 0.01328 -0.0954 0.6595 0.2576
1.750 0.6698 0.02213 0.01303 -0.0951 0.6519 0.2714
2.000 0.6929 0.02215 0.01316 -0.0939 0.6417 0.2882
2.250 0.7224 0.02172 0.01284 -0.0935 0.6325 0.3259
2.500 0.7718 0.02001 0.01266 -0.0970 0.6200 1.0000
2.750 0.8021 0.02003 0.01239 -0.0965 0.6111 1.0000
3.000 0.8214 0.02044 0.01276 -0.0948 0.5991 1.0000
3.250 0.8523 0.02047 0.01254 -0.0945 0.5906 1.0000
3.500 0.8705 0.02090 0.01300 -0.0926 0.5784 1.0000
3.750 0.9016 0.02096 0.01283 -0.0924 0.5706 1.0000
4.000 0.9190 0.02142 0.01337 -0.0905 0.5587 1.0000
4.250 0.9489 0.02147 0.01324 -0.0902 0.5505 1.0000
4.500 0.9675 0.02182 0.01365 -0.0884 0.5386 1.0000
4.750 0.9950 0.02192 0.01362 -0.0878 0.5299 1.0000
5.000 1.0158 0.02217 0.01389 -0.0863 0.5186 1.0000
5.250 1.0404 0.02229 0.01394 -0.0853 0.5086 1.0000
5.500 1.0644 0.02235 0.01395 -0.0841 0.4980 1.0000
5.750 1.0859 0.02260 0.01421 -0.0828 0.4876 1.0000
6.000 1.1118 0.02267 0.01421 -0.0820 0.4785 1.0000
6.250 1.1315 0.02302 0.01462 -0.0804 0.4682 1.0000
6.500 1.1587 0.02302 0.01451 -0.0798 0.4591 1.0000
6.750 1.1760 0.02339 0.01498 -0.0779 0.4477 1.0000
7.000 1.2004 0.02346 0.01497 -0.0769 0.4374 1.0000
7.250 1.2205 0.02362 0.01515 -0.0753 0.4252 1.0000
7.500 1.2382 0.02387 0.01544 -0.0733 0.4122 1.0000
7.750 1.2574 0.02405 0.01558 -0.0716 0.3986 1.0000
8.000 1.2756 0.02425 0.01573 -0.0697 0.3837 1.0000
8.250 1.2912 0.02458 0.01598 -0.0674 0.3670 1.0000
8.500 1.3033 0.02506 0.01641 -0.0647 0.3480 1.0000
8.750 1.3131 0.02572 0.01699 -0.0618 0.3274 1.0000
9.000 1.3224 0.02654 0.01768 -0.0589 0.3073 1.0000
9.250 1.3324 0.02748 0.01849 -0.0562 0.2898 1.0000
9.500 1.3434 0.02844 0.01935 -0.0537 0.2758 1.0000
9.750 1.3589 0.02937 0.02011 -0.0520 0.2648 1.0000
10.000 1.3693 0.03035 0.02114 -0.0496 0.2554 1.0000
10.250 1.3898 0.03134 0.02202 -0.0487 0.2482 1.0000
10.500 1.4024 0.03242 0.02320 -0.0467 0.2418 1.0000
10.750 1.4241 0.03335 0.02405 -0.0461 0.2361 1.0000
11.000 1.4395 0.03450 0.02525 -0.0446 0.2309 1.0000
11.250 1.4492 0.03560 0.02645 -0.0425 0.2257 1.0000
11.500 1.4695 0.03645 0.02720 -0.0417 0.2202 1.0000
11.750 1.4777 0.03769 0.02855 -0.0396 0.2154 1.0000
12.000 1.4808 0.03889 0.02988 -0.0370 0.2102 1.0000
12.250 1.5026 0.03961 0.03039 -0.0365 0.2038 1.0000
12.500 1.4997 0.04117 0.03217 -0.0336 0.1998 1.0000
12.750 1.5019 0.04263 0.03377 -0.0315 0.1954 1.0000
13.000 1.5202 0.04358 0.03465 -0.0307 0.1907 1.0000
13.250 1.5328 0.04507 0.03619 -0.0296 0.1867 1.0000
13.500 1.5270 0.04710 0.03847 -0.0273 0.1835 1.0000
13.750 1.5301 0.04880 0.04028 -0.0258 0.1795 1.0000
14.000 1.5647 0.04937 0.04061 -0.0262 0.1736 1.0000
14.250 1.5480 0.05206 0.04362 -0.0237 0.1711 1.0000
14.500 1.5368 0.05476 0.04656 -0.0220 0.1678 1.0000
14.750 1.5493 0.05604 0.04781 -0.0212 0.1627 1.0000
15.000 1.5566 0.05806 0.04985 -0.0204 0.1580 1.0000
15.250 1.5343 0.06186 0.05395 -0.0192 0.1550 1.0000
15.500 1.5283 0.06464 0.05684 -0.0185 0.1506 1.0000
15.750 1.5444 0.06611 0.05822 -0.0180 0.1445 1.0000
16.000 1.5135 0.07130 0.06375 -0.0179 0.1419 1.0000
16.250 1.4935 0.07592 0.06856 -0.0182 0.1382 1.0000
16.500 1.5128 0.07705 0.06955 -0.0175 0.1315 1.0000
16.750 1.4688 0.08464 0.07750 -0.0193 0.1299 1.0000
17.000 1.4161 0.09439 0.08762 -0.0228 0.1286 1.0000
17.250 1.4752 0.09017 0.08301 -0.0195 0.1201 1.0000
17.500 1.4167 0.10086 0.09409 -0.0239 0.1197 1.0000
17.750 1.3310 0.11779 0.11144 -0.0326 0.1202 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)