GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.01 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe418-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe418-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2665 0.10060 0.09516 -0.0392 1.0000 0.0724
-9.000 -0.2668 0.09858 0.09321 -0.0378 1.0000 0.0719
-8.750 -0.2733 0.09668 0.09141 -0.0363 1.0000 0.0715
-8.500 -0.2593 0.09213 0.08685 -0.0417 0.9906 0.0718
-8.250 -0.2521 0.08677 0.08148 -0.0488 0.9779 0.0725
-7.750 -0.2259 0.07777 0.07246 -0.0598 0.9537 0.0730
-7.500 -0.2085 0.07393 0.06860 -0.0646 0.9409 0.0734
-7.250 -0.1859 0.07084 0.06549 -0.0687 0.9293 0.0746
-7.000 -0.1645 0.06674 0.06133 -0.0748 0.9178 0.0761
-6.750 -0.1481 0.06156 0.05604 -0.0818 0.9039 0.0770
-6.250 -0.1324 0.04614 0.03998 -0.0971 0.8713 0.0802
-6.000 -0.1068 0.04498 0.03877 -0.0978 0.8595 0.0813
-5.750 -0.0857 0.04224 0.03585 -0.0993 0.8463 0.0827
-5.500 -0.0696 0.03841 0.03168 -0.1007 0.8315 0.0846
-5.250 -0.0565 0.03262 0.02508 -0.1025 0.8184 0.0885
-5.000 -0.0301 0.03193 0.02434 -0.1024 0.8067 0.0898
-4.750 -0.0070 0.03072 0.02298 -0.1021 0.7937 0.0914
-4.500 0.0175 0.02903 0.02094 -0.1021 0.7828 0.0944
-4.250 0.0396 0.02687 0.01821 -0.1018 0.7707 0.0978
-4.000 0.0656 0.02623 0.01751 -0.1015 0.7599 0.0994
-3.750 0.0919 0.02557 0.01674 -0.1011 0.7498 0.1016
-3.500 0.1174 0.02473 0.01566 -0.1007 0.7396 0.1048
-3.250 0.1436 0.02366 0.01415 -0.1003 0.7302 0.1084
-3.000 0.1696 0.02313 0.01360 -0.0999 0.7208 0.1105
-2.750 0.1962 0.02270 0.01309 -0.0995 0.7118 0.1135
-2.500 0.2230 0.02220 0.01241 -0.0991 0.7034 0.1171
-2.250 0.2496 0.02167 0.01159 -0.0985 0.6943 0.1207
-2.000 0.2766 0.02120 0.01111 -0.0982 0.6863 0.1236
-1.750 0.3022 0.02090 0.01078 -0.0975 0.6763 0.1271
-1.500 0.3300 0.02056 0.01026 -0.0971 0.6681 0.1310
-1.250 0.3557 0.02031 0.00986 -0.0964 0.6583 0.1349
-1.000 0.3827 0.01994 0.00950 -0.0960 0.6507 0.1383
-0.750 0.4088 0.01974 0.00931 -0.0954 0.6427 0.1422
-0.500 0.4352 0.01956 0.00907 -0.0949 0.6349 0.1465
0.000 0.4882 0.01919 0.00866 -0.0938 0.6205 0.1541
0.250 0.5145 0.01906 0.00855 -0.0933 0.6133 0.1586
0.500 0.5417 0.01896 0.00840 -0.0928 0.6071 0.1632
0.750 0.5666 0.01891 0.00837 -0.0920 0.5990 0.1676
1.000 0.5927 0.01879 0.00831 -0.0914 0.5920 0.1730
1.250 0.6191 0.01876 0.00828 -0.0908 0.5853 0.1793
1.500 0.6441 0.01875 0.00832 -0.0900 0.5770 0.1855
1.750 0.6708 0.01869 0.00828 -0.0895 0.5696 0.1944
2.000 0.6955 0.01871 0.00837 -0.0887 0.5608 0.2068
2.250 0.7211 0.01867 0.00840 -0.0880 0.5518 0.2261
2.500 0.7461 0.01863 0.00847 -0.0872 0.5429 0.2610
2.750 0.7705 0.01847 0.00854 -0.0864 0.5334 0.3306
3.250 0.8398 0.01736 0.00873 -0.0886 0.5131 1.0000
3.500 0.8632 0.01756 0.00885 -0.0875 0.5034 1.0000
3.750 0.8865 0.01775 0.00895 -0.0864 0.4935 1.0000
4.000 0.9094 0.01797 0.00912 -0.0852 0.4835 1.0000
4.250 0.9326 0.01817 0.00925 -0.0841 0.4740 1.0000
4.500 0.9551 0.01843 0.00949 -0.0830 0.4641 1.0000
4.750 0.9780 0.01864 0.00962 -0.0819 0.4545 1.0000
5.000 0.9996 0.01892 0.00991 -0.0806 0.4434 1.0000
5.250 1.0218 0.01917 0.01009 -0.0794 0.4338 1.0000
5.500 1.0428 0.01946 0.01036 -0.0781 0.4222 1.0000
5.750 1.0631 0.01976 0.01062 -0.0766 0.4097 1.0000
6.000 1.0832 0.02007 0.01086 -0.0751 0.3979 1.0000
6.250 1.1028 0.02042 0.01118 -0.0736 0.3862 1.0000
6.500 1.1222 0.02080 0.01154 -0.0721 0.3752 1.0000
6.750 1.1408 0.02120 0.01187 -0.0705 0.3646 1.0000
7.000 1.1587 0.02164 0.01232 -0.0688 0.3529 1.0000
7.250 1.1758 0.02210 0.01276 -0.0670 0.3420 1.0000
7.500 1.1917 0.02261 0.01322 -0.0651 0.3307 1.0000
7.750 1.2070 0.02314 0.01377 -0.0631 0.3190 1.0000
8.000 1.2202 0.02371 0.01431 -0.0608 0.3074 1.0000
8.250 1.2305 0.02434 0.01491 -0.0581 0.2951 1.0000
8.500 1.2405 0.02501 0.01561 -0.0555 0.2818 1.0000
8.750 1.2492 0.02578 0.01637 -0.0529 0.2683 1.0000
9.000 1.2566 0.02665 0.01721 -0.0502 0.2545 1.0000
9.250 1.2622 0.02766 0.01818 -0.0476 0.2403 1.0000
9.500 1.2670 0.02881 0.01928 -0.0450 0.2271 1.0000
9.750 1.2723 0.03002 0.02047 -0.0428 0.2151 1.0000
10.000 1.2772 0.03134 0.02176 -0.0407 0.2055 1.0000
10.250 1.2815 0.03278 0.02315 -0.0387 0.1979 1.0000
10.500 1.2876 0.03420 0.02457 -0.0371 0.1916 1.0000
10.750 1.2940 0.03565 0.02604 -0.0355 0.1865 1.0000
11.000 1.2997 0.03721 0.02756 -0.0341 0.1825 1.0000
11.250 1.3084 0.03863 0.02902 -0.0328 0.1790 1.0000
11.500 1.3172 0.04007 0.03051 -0.0317 0.1755 1.0000
11.750 1.3256 0.04158 0.03205 -0.0306 0.1723 1.0000
12.000 1.3336 0.04312 0.03358 -0.0296 0.1693 1.0000
12.250 1.3426 0.04464 0.03510 -0.0286 0.1662 1.0000
12.500 1.3508 0.04627 0.03683 -0.0278 0.1629 1.0000
12.750 1.3582 0.04798 0.03860 -0.0270 0.1596 1.0000
13.000 1.3651 0.04972 0.04034 -0.0263 0.1562 1.0000
13.250 1.3727 0.05145 0.04205 -0.0256 0.1528 1.0000
13.500 1.3762 0.05363 0.04438 -0.0252 0.1492 1.0000
13.750 1.3794 0.05584 0.04666 -0.0248 0.1454 1.0000
14.000 1.3859 0.05772 0.04851 -0.0243 0.1421 1.0000
14.250 1.3913 0.05980 0.05065 -0.0239 0.1391 1.0000
14.500 1.3936 0.06231 0.05332 -0.0238 0.1364 1.0000
14.750 1.3974 0.06466 0.05579 -0.0237 0.1337 1.0000
15.000 1.4023 0.06689 0.05807 -0.0236 0.1311 1.0000
15.250 1.4112 0.06863 0.05981 -0.0233 0.1286 1.0000
15.500 1.4150 0.07110 0.06239 -0.0233 0.1263 1.0000
15.750 1.4110 0.07460 0.06610 -0.0238 0.1238 1.0000
16.000 1.4094 0.07785 0.06950 -0.0244 0.1211 1.0000
16.250 1.4105 0.08073 0.07247 -0.0248 0.1184 1.0000
16.500 1.4174 0.08279 0.07450 -0.0249 0.1157 1.0000
16.750 1.4118 0.08676 0.07865 -0.0259 0.1133 1.0000
17.000 1.4002 0.09178 0.08393 -0.0277 0.1107 1.0000
17.250 1.3929 0.09619 0.08851 -0.0292 0.1079 1.0000
17.500 1.3929 0.09946 0.09182 -0.0302 0.1051 1.0000
17.750 1.3910 0.10306 0.09549 -0.0314 0.1024 1.0000
18.000 1.3661 0.11088 0.10364 -0.0352 0.0996 1.0000
18.250 1.3487 0.11756 0.11053 -0.0385 0.0966 1.0000
18.500 1.3483 0.12112 0.11411 -0.0401 0.0937 1.0000
18.750 1.3187 0.13051 0.12377 -0.0452 0.0908 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)