GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 31.4 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe421-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe421-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 421 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.0151 0.12549 0.12060 -0.0975 0.8781 0.1534
-9.000 -0.0481 0.12621 0.12139 -0.0961 0.8700 0.1574
-8.750 -0.0926 0.12665 0.12193 -0.0959 0.8622 0.1586
-8.500 -0.0267 0.11967 0.11483 -0.0968 0.8617 0.1615
-8.250 -0.0028 0.11658 0.11170 -0.0991 0.8597 0.1671
-8.000 -0.0354 0.11776 0.11297 -0.0920 0.8491 0.1686
-7.750 -0.0846 0.11827 0.11356 -0.0934 0.8435 0.1730
-7.500 -0.1276 0.11999 0.11539 -0.0849 0.8339 0.1730
-7.250 -0.1173 0.11581 0.11121 -0.0848 0.8302 0.1747
-7.000 -0.0668 0.11115 0.10646 -0.0870 0.8285 0.1781
-6.750 -0.0511 0.10821 0.10348 -0.0888 0.8262 0.1827
-6.500 -0.1044 0.11064 0.10606 -0.0781 0.8157 0.1815
-6.250 -0.1183 0.10892 0.10435 -0.0777 0.8115 0.1859
-6.000 -0.2217 0.08775 0.08302 -0.0970 0.8038 0.1309
-5.750 -0.2207 0.08667 0.08195 -0.0948 0.7993 0.1317
-5.500 -0.1875 0.09335 0.08869 -0.0897 0.7949 0.1576
-5.250 -0.1584 0.09112 0.08645 -0.0894 0.7925 0.1613
-5.000 -0.1841 0.09221 0.08762 -0.0828 0.7851 0.1626
-4.750 -0.1004 0.05381 0.04648 -0.1318 0.7859 0.1343
-4.500 -0.0794 0.05380 0.04637 -0.1317 0.7812 0.1390
-4.250 -0.0383 0.05238 0.04455 -0.1348 0.7778 0.1461
-4.000 0.0082 0.05206 0.04417 -0.1375 0.7752 0.1546
-3.750 0.0000 0.05283 0.04468 -0.1339 0.7669 0.1585
-3.500 0.0270 0.05326 0.04530 -0.1340 0.7621 0.1649
-3.250 0.0718 0.05281 0.04468 -0.1365 0.7590 0.1777
-3.000 0.0734 0.05395 0.04582 -0.1338 0.7511 0.1842
-2.750 0.0999 0.05410 0.04592 -0.1340 0.7455 0.1964
-2.500 0.1442 0.05373 0.04548 -0.1362 0.7420 0.2160
-2.250 0.1499 0.05459 0.04625 -0.1341 0.7331 0.2281
-2.000 0.1841 0.05438 0.04603 -0.1349 0.7271 0.2474
-1.750 0.2352 0.05354 0.04520 -0.1375 0.7238 0.2702
-1.500 0.2352 0.05469 0.04625 -0.1345 0.7118 0.2804
-1.250 0.2795 0.05400 0.04554 -0.1362 0.7079 0.2986
-1.000 0.2875 0.05495 0.04655 -0.1341 0.6982 0.3070
-0.750 0.3207 0.05478 0.04625 -0.1348 0.6927 0.3217
-0.500 0.3649 0.05401 0.04545 -0.1364 0.6899 0.3361
-0.250 0.3645 0.05551 0.04692 -0.1338 0.6783 0.3416
0.000 0.4027 0.05492 0.04631 -0.1348 0.6744 0.3530
0.250 0.4481 0.05391 0.04520 -0.1367 0.6721 0.3648
0.500 0.4441 0.05573 0.04704 -0.1337 0.6593 0.3696
0.750 0.4864 0.05481 0.04599 -0.1352 0.6563 0.3801
1.000 0.5323 0.05355 0.04468 -0.1369 0.6544 0.3889
1.250 0.5292 0.05538 0.04648 -0.1341 0.6407 0.3926
1.500 0.5730 0.05411 0.04516 -0.1355 0.6384 0.4016
1.750 0.6190 0.05269 0.04367 -0.1372 0.6369 0.4124
2.000 0.6146 0.05470 0.04570 -0.1342 0.6225 0.4167
2.250 0.6578 0.05334 0.04435 -0.1355 0.6207 0.4286
2.500 0.7033 0.05175 0.04277 -0.1370 0.6195 0.4446
2.750 0.6983 0.05388 0.04494 -0.1339 0.6047 0.4538
3.000 0.7044 0.05524 0.04639 -0.1319 0.5928 0.4672
3.250 0.7413 0.05408 0.04532 -0.1324 0.5891 0.4980
3.500 0.7844 0.05217 0.04374 -0.1334 0.5875 0.5692
3.750 0.8188 0.04939 0.04168 -0.1321 0.5862 1.0000
4.000 0.8642 0.04765 0.03969 -0.1333 0.5854 1.0000
4.250 0.9113 0.04576 0.03762 -0.1346 0.5848 1.0000
4.500 0.9612 0.04378 0.03548 -0.1364 0.5842 1.0000
4.750 0.8953 0.05127 0.04309 -0.1283 0.5548 1.0000
5.000 0.9371 0.04963 0.04133 -0.1290 0.5535 1.0000
5.250 0.9505 0.05068 0.04233 -0.1277 0.5453 1.0000
5.500 1.0062 0.04789 0.03941 -0.1295 0.5468 1.0000
5.750 1.0650 0.04508 0.03647 -0.1320 0.5478 1.0000
6.000 1.1317 0.04201 0.03326 -0.1356 0.5487 1.0000
6.250 1.0772 0.04822 0.03958 -0.1280 0.5290 1.0000
6.500 1.1419 0.04500 0.03624 -0.1311 0.5301 1.0000
6.750 1.2214 0.04121 0.03230 -0.1361 0.5316 1.0000
7.000 1.1418 0.04938 0.04064 -0.1262 0.5119 1.0000
7.250 1.2113 0.04587 0.03701 -0.1297 0.5132 1.0000
7.500 1.3028 0.04149 0.03245 -0.1362 0.5150 1.0000
7.750 1.1937 0.05219 0.04340 -0.1239 0.4963 1.0000
8.000 1.2613 0.04878 0.03990 -0.1271 0.4971 1.0000
8.250 1.3493 0.04449 0.03546 -0.1330 0.4984 1.0000
8.500 1.2231 0.05760 0.04885 -0.1204 0.4812 1.0000
8.750 1.2836 0.05457 0.04575 -0.1228 0.4816 1.0000
9.000 0.7394 0.13884 0.13113 -0.1178 0.5156 1.0000
9.250 0.6927 0.14033 0.13269 -0.1154 0.5078 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)