GOE 424 AIRFOIL (goe424-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 424 AIRFOIL (goe424-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 22.45 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe424-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe424-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 424 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 -0.2549 0.13729 0.13271 -0.0461 1.0000 0.1303
-12.250 -0.2642 0.13578 0.13128 -0.0450 1.0000 0.1355
-12.000 -0.3287 0.13535 0.13106 -0.0471 1.0000 0.1388
-11.750 -0.2914 0.13244 0.12818 -0.0415 1.0000 0.1419
-11.500 -0.2768 0.12996 0.12573 -0.0428 0.9971 0.1497
-11.250 -0.2629 0.12464 0.12040 -0.0489 0.9924 0.1574
-11.000 -0.2915 0.12014 0.11597 -0.0608 0.9836 0.1691
-10.750 -0.2157 0.11521 0.11094 -0.0594 0.9815 0.1748
-10.500 -0.2288 0.10981 0.10560 -0.0683 0.9717 0.1864
-10.250 -0.1704 0.10597 0.10166 -0.0701 0.9684 0.1961
-10.000 -0.1583 0.10082 0.09653 -0.0758 0.9584 0.2063
-9.750 -0.1685 0.09571 0.09146 -0.0841 0.9469 0.2207
-9.500 -0.1093 0.09165 0.08731 -0.0852 0.9405 0.2266
-9.250 -0.1119 0.08687 0.08255 -0.0903 0.9248 0.2400
-9.000 -0.0789 0.08363 0.07924 -0.0913 0.9091 0.2481
-8.750 -0.3494 0.05157 0.04573 -0.1062 0.8698 0.1227
-8.500 -0.3516 0.04602 0.03939 -0.1037 0.8562 0.1087
-8.250 -0.3356 0.04251 0.03560 -0.1028 0.8422 0.1052
-8.000 -0.3212 0.03970 0.03233 -0.1013 0.8295 0.1033
-7.750 -0.2981 0.03706 0.02920 -0.1008 0.8209 0.1025
-7.500 -0.2816 0.03521 0.02692 -0.0990 0.8075 0.1014
-7.250 -0.2594 0.03350 0.02478 -0.0979 0.7969 0.1006
-7.000 -0.2315 0.03193 0.02297 -0.0979 0.7877 0.1018
-6.750 -0.2079 0.03080 0.02167 -0.0971 0.7770 0.1034
-6.500 -0.1777 0.02949 0.02011 -0.0973 0.7693 0.1045
-6.250 -0.1532 0.02861 0.01908 -0.0966 0.7597 0.1054
-6.000 -0.1235 0.02767 0.01797 -0.0967 0.7527 0.1074
-5.750 -0.0981 0.02712 0.01727 -0.0961 0.7452 0.1097
-5.500 -0.0708 0.02624 0.01639 -0.0960 0.7381 0.1117
-5.250 -0.0406 0.02529 0.01547 -0.0962 0.7330 0.1144
-5.000 -0.0222 0.02496 0.01523 -0.0948 0.7253 0.1174
-4.750 0.0007 0.02453 0.01475 -0.0939 0.7194 0.1219
-4.500 0.0252 0.02397 0.01412 -0.0932 0.7151 0.1269
-4.250 0.0386 0.02388 0.01411 -0.0910 0.7086 0.1321
-4.000 0.0586 0.02364 0.01385 -0.0898 0.7036 0.1400
-3.750 0.0806 0.02312 0.01348 -0.0889 0.6996 0.1616
-3.500 0.0925 0.02223 0.01334 -0.0867 0.6952 0.2846
-3.250 0.0987 0.02190 0.01387 -0.0831 0.6897 0.4756
-3.000 0.1168 0.02197 0.01418 -0.0808 0.6852 0.5623
-2.750 0.1397 0.02212 0.01442 -0.0791 0.6818 0.6214
-2.500 0.1587 0.02256 0.01493 -0.0771 0.6782 0.6633
-2.250 0.1713 0.02323 0.01571 -0.0743 0.6732 0.6957
-2.000 0.1905 0.02365 0.01615 -0.0723 0.6690 0.7284
-1.750 0.2159 0.02397 0.01647 -0.0709 0.6655 0.7583
-1.500 0.2440 0.02423 0.01664 -0.0700 0.6628 0.7866
-1.250 0.2504 0.02531 0.01786 -0.0666 0.6579 0.8077
-1.000 0.2640 0.02623 0.01883 -0.0639 0.6535 0.8319
-0.750 0.2878 0.02677 0.01932 -0.0626 0.6500 0.8585
-0.500 0.3277 0.02713 0.01956 -0.0636 0.6471 0.8817
-0.250 0.3887 0.02765 0.01989 -0.0681 0.6447 0.9039
0.000 0.4078 0.02958 0.02196 -0.0684 0.6390 0.9247
0.250 0.4593 0.03041 0.02271 -0.0737 0.6346 0.9391
0.500 0.5144 0.03055 0.02270 -0.0792 0.6313 0.9517
0.750 0.5822 0.03040 0.02235 -0.0869 0.6287 0.9598
1.000 0.6301 0.03104 0.02293 -0.0920 0.6254 0.9717
1.250 0.6567 0.03307 0.02509 -0.0954 0.6188 0.9876
1.500 0.7124 0.03336 0.02531 -0.1020 0.6148 0.9980
1.750 0.7325 0.03360 0.02547 -0.1019 0.6120 1.0000
2.000 0.7529 0.03354 0.02529 -0.1011 0.6097 1.0000
2.250 0.4197 0.04692 0.03911 -0.0566 0.5926 1.0000
2.500 0.4790 0.04526 0.03731 -0.0592 0.5915 1.0000
2.750 0.5502 0.04323 0.03514 -0.0635 0.5909 1.0000
3.000 0.3762 0.05591 0.04800 -0.0480 0.5758 1.0000
3.250 0.4337 0.05454 0.04649 -0.0498 0.5734 1.0000
3.500 0.2913 0.07213 0.06444 -0.0472 0.6264 1.0000
3.750 0.2908 0.07102 0.06325 -0.0433 0.5967 1.0000
4.000 0.3230 0.07455 0.06673 -0.0460 0.6081 1.0000
4.250 0.2949 0.07612 0.06832 -0.0423 0.5974 1.0000
4.500 0.4141 0.06760 0.05946 -0.0424 0.5424 1.0000
4.750 0.4711 0.06618 0.05792 -0.0436 0.5384 1.0000
5.000 0.4354 0.07090 0.06270 -0.0411 0.5285 1.0000
5.250 0.4703 0.07084 0.06256 -0.0413 0.5228 1.0000
5.500 0.4814 0.07247 0.06417 -0.0406 0.5153 1.0000
5.750 0.4865 0.07442 0.06611 -0.0398 0.5074 1.0000
6.000 0.5347 0.07335 0.06497 -0.0404 0.5036 1.0000
6.250 0.5111 0.07744 0.06910 -0.0387 0.4922 1.0000
6.500 0.5483 0.07707 0.06868 -0.0388 0.4875 1.0000
6.750 0.5413 0.08012 0.07175 -0.0378 0.4779 1.0000
7.000 0.5634 0.08090 0.07251 -0.0376 0.4720 1.0000
7.250 0.6076 0.07990 0.07149 -0.0378 0.4691 1.0000
7.500 0.5851 0.08418 0.07580 -0.0366 0.4565 1.0000
7.750 0.6238 0.08351 0.07510 -0.0366 0.4532 1.0000
8.000 0.6686 0.08234 0.07392 -0.0367 0.4513 1.0000
8.250 0.6343 0.08798 0.07961 -0.0357 0.4378 1.0000
8.500 0.6595 0.08848 0.08011 -0.0354 0.4330 1.0000
8.750 0.6504 0.09193 0.08360 -0.0349 0.4226 1.0000
9.000 0.6895 0.09097 0.08263 -0.0348 0.4200 1.0000
9.250 0.6610 0.09677 0.08848 -0.0345 0.4082 1.0000
9.500 0.6925 0.09659 0.08831 -0.0343 0.4051 1.0000
9.750 0.7326 0.09545 0.08717 -0.0340 0.4033 1.0000
10.000 0.6972 0.10213 0.09391 -0.0340 0.3906 1.0000
10.250 0.7357 0.10100 0.09279 -0.0337 0.3883 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 424 AIRFOIL (goe424-il)