GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 22.81 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe423-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe423-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 423 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.2753 0.14281 0.13761 -0.0469 1.0000 0.1189
-12.250 -0.3025 0.14314 0.13803 -0.0472 1.0000 0.1222
-12.000 -0.3492 0.14456 0.13959 -0.0482 1.0000 0.1230
-11.750 -0.3140 0.13831 0.13334 -0.0445 1.0000 0.1245
-11.500 -0.3059 0.13603 0.13110 -0.0418 1.0000 0.1261
-11.250 -0.3077 0.13458 0.12971 -0.0396 1.0000 0.1280
-11.000 -0.3118 0.13314 0.12834 -0.0382 0.9996 0.1304
-10.750 -0.3163 0.12989 0.12509 -0.0477 0.9938 0.1367
-10.500 -0.3025 0.12411 0.11930 -0.0533 0.9884 0.1388
-10.250 -0.2584 0.11935 0.11448 -0.0552 0.9845 0.1422
-10.000 -0.2338 0.11522 0.11031 -0.0602 0.9796 0.1473
-9.750 -0.2721 0.11153 0.10670 -0.0757 0.9682 0.1538
-9.500 -0.2141 0.10576 0.10084 -0.0737 0.9653 0.1560
-9.250 -0.1769 0.10191 0.09695 -0.0763 0.9591 0.1606
-9.000 -0.2168 0.09812 0.09320 -0.0918 0.9416 0.1703
-8.750 -0.1550 0.09250 0.08753 -0.0904 0.9422 0.1731
-8.500 -0.1125 0.08854 0.08350 -0.0936 0.9389 0.1778
-8.250 -0.1793 0.08400 0.07896 -0.1064 0.9079 0.1885
-8.000 -0.1078 0.08013 0.07509 -0.1033 0.9090 0.1910
-7.750 -0.0733 0.07743 0.07234 -0.1035 0.9001 0.1969
-7.500 -0.1243 0.07284 0.06769 -0.1101 0.8751 0.2075
-7.250 -0.0744 0.07038 0.06522 -0.1078 0.8713 0.2115
-6.750 -0.0791 0.06446 0.05917 -0.1098 0.8422 0.2283
-6.500 -0.0563 0.06205 0.05669 -0.1097 0.8356 0.2353
-6.250 -0.1333 0.04436 0.03699 -0.1167 0.8191 0.1373
-6.000 -0.1198 0.04197 0.03451 -0.1154 0.8084 0.1363
-5.750 -0.0976 0.03921 0.03148 -0.1154 0.8023 0.1350
-5.500 -0.0824 0.03720 0.02921 -0.1140 0.7936 0.1336
-5.250 -0.0620 0.03515 0.02682 -0.1132 0.7866 0.1325
-5.000 -0.0349 0.03313 0.02441 -0.1133 0.7823 0.1325
-4.750 -0.0216 0.03236 0.02340 -0.1113 0.7732 0.1337
-4.500 0.0038 0.03116 0.02185 -0.1109 0.7680 0.1355
-4.250 0.0339 0.02993 0.02025 -0.1111 0.7644 0.1369
-4.000 0.0484 0.02951 0.01967 -0.1092 0.7568 0.1380
-3.750 0.0741 0.02845 0.01857 -0.1091 0.7518 0.1405
-3.500 0.1048 0.02764 0.01768 -0.1095 0.7482 0.1449
-3.250 0.1279 0.02731 0.01724 -0.1088 0.7431 0.1494
-3.000 0.1469 0.02723 0.01701 -0.1074 0.7370 0.1530
-2.750 0.1745 0.02643 0.01628 -0.1075 0.7332 0.1582
-2.500 0.2050 0.02590 0.01570 -0.1079 0.7303 0.1666
-2.250 0.2281 0.02562 0.01550 -0.1073 0.7267 0.1759
-2.000 0.2396 0.02606 0.01602 -0.1051 0.7211 0.1859
-1.750 0.2607 0.02585 0.01596 -0.1042 0.7174 0.2026
-1.500 0.2858 0.02535 0.01569 -0.1037 0.7144 0.2379
-1.250 0.3121 0.02443 0.01527 -0.1034 0.7120 0.3259
-1.000 0.3109 0.02440 0.01649 -0.0992 0.7068 0.5717
-0.750 0.4136 0.02407 0.01701 -0.1102 0.7051 0.9555
-0.500 0.5345 0.02404 0.01664 -0.1281 0.7030 1.0000
-0.250 0.5431 0.02470 0.01721 -0.1257 0.6996 1.0000
0.000 0.5580 0.02516 0.01755 -0.1240 0.6969 1.0000
0.250 0.5795 0.02541 0.01766 -0.1232 0.6945 1.0000
0.500 0.5465 0.02796 0.02028 -0.1147 0.6883 1.0000
0.750 0.5004 0.03118 0.02355 -0.1048 0.6822 1.0000
1.000 0.5101 0.03213 0.02441 -0.1024 0.6793 1.0000
1.250 0.5414 0.03218 0.02434 -0.1028 0.6775 1.0000
1.500 0.5793 0.03202 0.02405 -0.1042 0.6762 1.0000
1.750 0.3627 0.04512 0.03745 -0.0777 0.6642 1.0000
2.000 0.3842 0.04605 0.03828 -0.0774 0.6617 1.0000
2.250 0.4239 0.04602 0.03814 -0.0786 0.6593 1.0000
2.500 0.4353 0.04770 0.03976 -0.0775 0.6567 1.0000
2.750 0.4000 0.05181 0.04389 -0.0729 0.6535 1.0000
3.000 0.3955 0.05423 0.04630 -0.0708 0.6511 1.0000
3.250 0.3315 0.06144 0.05367 -0.0672 0.6834 1.0000
3.500 0.3583 0.06263 0.05479 -0.0677 0.6794 1.0000
3.750 0.3824 0.06424 0.05635 -0.0683 0.6776 1.0000
4.000 0.4057 0.06612 0.05818 -0.0689 0.6766 1.0000
4.250 0.4500 0.06241 0.05432 -0.0663 0.6314 1.0000
4.500 0.4898 0.06240 0.05424 -0.0671 0.6244 1.0000
4.750 0.5018 0.06390 0.05573 -0.0661 0.6173 1.0000
5.000 0.4992 0.06616 0.05799 -0.0644 0.6112 1.0000
5.250 0.5580 0.06502 0.05679 -0.0661 0.6044 1.0000
5.500 0.4695 0.07459 0.06654 -0.0625 0.6284 1.0000
5.750 0.5703 0.06843 0.06020 -0.0634 0.5879 1.0000
6.000 0.6353 0.06695 0.05868 -0.0653 0.5843 1.0000
6.250 0.5985 0.07096 0.06274 -0.0616 0.5709 1.0000
6.500 0.6503 0.07006 0.06181 -0.0626 0.5668 1.0000
6.750 0.6294 0.07337 0.06517 -0.0600 0.5539 1.0000
7.000 0.6727 0.07284 0.06463 -0.0605 0.5494 1.0000
7.250 0.7263 0.07175 0.06355 -0.0615 0.5472 1.0000
7.500 0.6969 0.07564 0.06748 -0.0587 0.5323 1.0000
7.750 0.7442 0.07481 0.06668 -0.0593 0.5298 1.0000
8.000 0.7223 0.07843 0.07034 -0.0570 0.5154 1.0000
8.250 0.7463 0.07910 0.07104 -0.0566 0.5091 1.0000
8.500 0.7454 0.08156 0.07354 -0.0555 0.4989 1.0000
8.750 0.7840 0.08111 0.07314 -0.0556 0.4960 1.0000
9.000 0.7663 0.08501 0.07708 -0.0541 0.4830 1.0000
9.250 0.8038 0.08444 0.07656 -0.0540 0.4796 1.0000
9.500 0.7872 0.08853 0.08070 -0.0528 0.4674 1.0000
9.750 0.8191 0.08842 0.08065 -0.0526 0.4636 1.0000
10.000 0.8766 0.08511 0.07740 -0.0522 0.4610 1.0000
10.250 0.8492 0.09045 0.08278 -0.0512 0.4475 1.0000
10.500 0.9401 0.08172 0.07413 -0.0499 0.4449 1.0000
10.750 0.9199 0.08627 0.07873 -0.0489 0.4310 1.0000
11.000 0.9876 0.08012 0.07269 -0.0477 0.4293 1.0000
12.000 1.0608 0.07894 0.07186 -0.0432 0.3952 1.0000
12.250 1.0866 0.07726 0.07028 -0.0420 0.3861 1.0000
12.500 1.1686 0.06739 0.06058 -0.0403 0.3837 1.0000
12.750 1.1848 0.06703 0.06031 -0.0391 0.3696 1.0000
13.000 1.2148 0.06500 0.05836 -0.0380 0.3524 1.0000
13.250 1.2233 0.06595 0.05930 -0.0369 0.3270 1.0000
13.500 1.2338 0.06627 0.05929 -0.0352 0.2800 1.0000
13.750 1.2185 0.07007 0.06267 -0.0337 0.2261 1.0000
14.000 1.1946 0.07533 0.06748 -0.0327 0.1706 1.0000
14.250 1.1716 0.08077 0.07251 -0.0320 0.1385 1.0000
14.500 1.1575 0.08532 0.07684 -0.0315 0.1229 1.0000
14.750 1.1501 0.08903 0.08038 -0.0310 0.1140 1.0000
15.000 1.1520 0.09156 0.08291 -0.0305 0.1070 1.0000
15.250 1.1581 0.09327 0.08448 -0.0296 0.1018 1.0000
15.500 1.1693 0.09451 0.08575 -0.0288 0.0972 1.0000
15.750 1.1828 0.09521 0.08636 -0.0277 0.0931 1.0000
16.000 1.2023 0.09506 0.08615 -0.0263 0.0897 1.0000
16.250 1.2212 0.09521 0.08632 -0.0252 0.0870 1.0000
16.500 1.2434 0.09489 0.08595 -0.0238 0.0845 1.0000
16.750 1.2794 0.09262 0.08343 -0.0216 0.0816 1.0000
17.000 1.2960 0.09348 0.08442 -0.0207 0.0800 1.0000
17.250 1.3121 0.09448 0.08555 -0.0200 0.0782 1.0000
17.500 1.3310 0.09520 0.08636 -0.0191 0.0768 1.0000
17.750 1.3508 0.09592 0.08717 -0.0183 0.0755 1.0000
18.000 1.3728 0.09649 0.08776 -0.0174 0.0741 1.0000
18.250 1.4132 0.09574 0.08688 -0.0160 0.0722 1.0000
18.500 1.4116 0.09898 0.09041 -0.0161 0.0717 1.0000
18.750 1.4093 0.10241 0.09410 -0.0163 0.0712 1.0000
19.000 1.4060 0.10605 0.09801 -0.0166 0.0709 1.0000
19.250 1.3994 0.11014 0.10236 -0.0172 0.0707 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)