GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 22.71 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe425-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe425-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 425 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2228 0.13090 0.12658 -0.0496 1.0000 0.1128
-11.750 -0.2278 0.12995 0.12586 -0.0451 0.9989 0.1133
-11.500 -0.3192 0.13072 0.12596 -0.0452 1.0000 0.1129
-11.250 -0.2795 0.12425 0.11948 -0.0411 1.0000 0.1148
-11.000 -0.2621 0.12101 0.11628 -0.0406 1.0000 0.1177
-10.750 -0.2553 0.11822 0.11354 -0.0418 1.0000 0.1219
-10.500 -0.2771 0.11670 0.11218 -0.0470 1.0000 0.1267
-10.250 -0.3187 0.11727 0.11302 -0.0500 0.9964 0.1274
-10.000 -0.2616 0.11036 0.10605 -0.0474 0.9933 0.1304
-9.750 -0.2305 0.10597 0.10162 -0.0517 0.9804 0.1350
-9.500 -0.2616 0.10185 0.09753 -0.0701 0.9556 0.1430
-9.250 -0.2098 0.09644 0.09206 -0.0658 0.9465 0.1453
-9.000 -0.1813 0.09301 0.08855 -0.0669 0.9304 0.1493
-8.750 -0.2222 0.08927 0.08482 -0.0802 0.9054 0.1589
-8.500 -0.1869 0.08570 0.08118 -0.0745 0.8933 0.1610
-8.250 -0.1641 0.08371 0.07912 -0.0715 0.8788 0.1655
-8.000 -0.2123 0.07876 0.07418 -0.0847 0.8607 0.1759
-7.750 -0.1688 0.07751 0.07286 -0.0749 0.8519 0.1790
-7.500 -0.1556 0.07543 0.07074 -0.0741 0.8394 0.1850
-7.250 -0.1712 0.07139 0.06670 -0.0796 0.8284 0.1949
-7.000 -0.1533 0.06970 0.06495 -0.0770 0.8189 0.2001
-6.750 -0.1562 0.06600 0.06122 -0.0814 0.8091 0.2128
-6.500 -0.1555 0.06284 0.05796 -0.0844 0.8006 0.2283
-6.250 -0.1772 0.04241 0.03560 -0.1008 0.7950 0.1109
-6.000 -0.1631 0.03875 0.03104 -0.0998 0.7866 0.0990
-5.750 -0.1417 0.03629 0.02833 -0.0992 0.7806 0.0980
-5.500 -0.1216 0.03461 0.02640 -0.0986 0.7716 0.0977
-5.250 -0.0985 0.03289 0.02437 -0.0979 0.7654 0.0971
-5.000 -0.0754 0.03142 0.02264 -0.0973 0.7589 0.0963
-4.750 -0.0515 0.03017 0.02113 -0.0967 0.7516 0.0958
-4.500 -0.0254 0.02898 0.01965 -0.0961 0.7463 0.0958
-4.250 -0.0010 0.02817 0.01868 -0.0955 0.7393 0.0963
-4.000 0.0247 0.02747 0.01780 -0.0950 0.7331 0.0977
-3.750 0.0519 0.02674 0.01689 -0.0946 0.7286 0.1003
-3.500 0.0758 0.02616 0.01642 -0.0942 0.7226 0.1034
-3.250 0.1007 0.02571 0.01597 -0.0937 0.7164 0.1065
-3.000 0.1271 0.02521 0.01540 -0.0931 0.7118 0.1104
-2.750 0.1508 0.02480 0.01505 -0.0923 0.7071 0.1153
-2.500 0.1718 0.02467 0.01504 -0.0916 0.7009 0.1234
-2.250 0.1952 0.02422 0.01464 -0.0908 0.6962 0.1393
-2.000 0.2153 0.02268 0.01400 -0.0898 0.6926 0.2907
-1.750 0.2282 0.02260 0.01490 -0.0873 0.6868 0.5608
-1.500 0.2475 0.02294 0.01541 -0.0856 0.6815 0.6272
-1.250 0.2701 0.02301 0.01557 -0.0838 0.6775 0.6823
-1.000 0.2937 0.02297 0.01560 -0.0820 0.6743 0.7332
-0.750 0.3091 0.02369 0.01650 -0.0803 0.6677 0.7747
-0.500 0.3306 0.02394 0.01691 -0.0786 0.6628 0.8292
-0.250 0.3748 0.02389 0.01694 -0.0800 0.6593 0.9098
0.000 0.4436 0.02386 0.01669 -0.0869 0.6562 0.9659
0.250 0.4914 0.02489 0.01769 -0.0938 0.6485 1.0000
0.500 0.5035 0.02534 0.01796 -0.0923 0.6439 1.0000
0.750 0.5286 0.02546 0.01787 -0.0919 0.6407 1.0000
1.000 0.5423 0.02649 0.01882 -0.0906 0.6354 1.0000
1.250 0.5540 0.02768 0.01997 -0.0892 0.6289 1.0000
1.500 0.5800 0.02794 0.02009 -0.0888 0.6251 1.0000
1.750 0.6110 0.02791 0.01990 -0.0889 0.6225 1.0000
2.000 0.6091 0.03028 0.02234 -0.0866 0.6141 1.0000
2.250 0.6302 0.03095 0.02294 -0.0860 0.6094 1.0000
2.500 0.6616 0.03089 0.02276 -0.0860 0.6066 1.0000
2.750 0.6965 0.03067 0.02240 -0.0863 0.6046 1.0000
3.000 0.6745 0.03468 0.02658 -0.0830 0.5930 1.0000
3.250 0.7054 0.03467 0.02649 -0.0829 0.5902 1.0000
3.500 0.7418 0.03429 0.02601 -0.0832 0.5883 1.0000
3.750 0.7092 0.03934 0.03119 -0.0797 0.5753 1.0000
4.000 0.7424 0.03918 0.03098 -0.0797 0.5730 1.0000
4.250 0.7794 0.03877 0.03050 -0.0800 0.5714 1.0000
4.500 0.7226 0.04600 0.03785 -0.0759 0.5565 1.0000
4.750 0.7664 0.04502 0.03683 -0.0763 0.5552 1.0000
5.000 0.8090 0.04413 0.03589 -0.0766 0.5541 1.0000
5.250 0.7280 0.05399 0.04583 -0.0729 0.5386 1.0000
5.500 0.6821 0.06070 0.05257 -0.0710 0.5280 1.0000
5.750 0.6978 0.06233 0.05420 -0.0707 0.5243 1.0000
6.000 0.7285 0.06274 0.05460 -0.0706 0.5219 1.0000
6.250 0.7082 0.06762 0.05952 -0.0697 0.5164 1.0000
6.500 0.6912 0.07205 0.06398 -0.0691 0.5115 1.0000
6.750 0.6893 0.07553 0.06749 -0.0690 0.5100 1.0000
7.000 0.6847 0.07936 0.07135 -0.0690 0.5099 1.0000
7.250 0.7720 0.07491 0.06688 -0.0688 0.5034 1.0000
7.500 0.7285 0.08200 0.07403 -0.0685 0.5009 1.0000
7.750 0.7211 0.08612 0.07819 -0.0686 0.5006 1.0000
8.000 0.7063 0.09009 0.08221 -0.0682 0.4974 1.0000
8.250 0.7419 0.08871 0.08082 -0.0668 0.4797 1.0000
8.500 0.8145 0.08464 0.07675 -0.0658 0.4708 1.0000
9.250 0.8085 0.09308 0.08532 -0.0642 0.4466 1.0000
9.500 0.8404 0.09278 0.08507 -0.0635 0.4404 1.0000
9.750 0.8978 0.09009 0.08245 -0.0625 0.4376 1.0000
10.000 0.8598 0.09640 0.08881 -0.0625 0.4253 1.0000
10.250 0.9139 0.09371 0.08618 -0.0613 0.4221 1.0000
10.500 0.8930 0.09827 0.09080 -0.0611 0.4093 1.0000
10.750 0.8974 0.10037 0.09295 -0.0606 0.3992 1.0000
11.000 0.9297 0.09946 0.09213 -0.0595 0.3932 1.0000
11.250 0.9843 0.09553 0.08829 -0.0578 0.3899 1.0000
11.500 0.9842 0.09748 0.09030 -0.0570 0.3769 1.0000
11.750 1.0467 0.09172 0.08465 -0.0548 0.3750 1.0000
12.000 1.0402 0.09456 0.08756 -0.0543 0.3612 1.0000
12.250 1.0944 0.08972 0.08285 -0.0523 0.3598 1.0000
12.500 1.0882 0.09262 0.08582 -0.0518 0.3459 1.0000
12.750 1.0876 0.09491 0.08818 -0.0513 0.3328 1.0000
13.000 1.1384 0.08996 0.08337 -0.0492 0.3309 1.0000
13.250 1.1949 0.08387 0.07744 -0.0470 0.3301 1.0000
13.500 1.2675 0.07553 0.06928 -0.0446 0.3299 1.0000
13.750 1.2752 0.07639 0.07022 -0.0437 0.3167 1.0000
14.000 1.3602 0.06688 0.06083 -0.0413 0.3094 1.0000
14.250 1.3914 0.06477 0.05870 -0.0399 0.2920 1.0000
14.500 1.4104 0.06434 0.05817 -0.0386 0.2724 1.0000
14.750 1.4275 0.06421 0.05781 -0.0373 0.2530 1.0000
15.000 1.4212 0.06729 0.06080 -0.0367 0.2367 1.0000
15.250 1.4198 0.06984 0.06323 -0.0360 0.2218 1.0000
15.500 1.4206 0.07214 0.06538 -0.0353 0.2081 1.0000
15.750 1.4233 0.07420 0.06727 -0.0346 0.1952 1.0000
16.000 1.4161 0.07783 0.07093 -0.0346 0.1848 1.0000
16.250 1.4156 0.08055 0.07361 -0.0342 0.1747 1.0000
16.500 1.4235 0.08205 0.07497 -0.0334 0.1648 1.0000
16.750 1.4222 0.08504 0.07803 -0.0334 0.1570 1.0000
17.000 1.4273 0.08711 0.08008 -0.0329 0.1494 1.0000
17.250 1.4264 0.09008 0.08310 -0.0330 0.1423 1.0000
17.500 1.4268 0.09288 0.08596 -0.0329 0.1355 1.0000
17.750 1.4213 0.09658 0.08976 -0.0335 0.1290 1.0000
18.000 1.4195 0.09972 0.09293 -0.0339 0.1223 1.0000
18.250 1.4104 0.10408 0.09741 -0.0350 0.1159 1.0000
18.500 1.4053 0.10780 0.10118 -0.0358 0.1092 1.0000
18.750 1.3995 0.11170 0.10509 -0.0370 0.1022 1.0000
19.000 1.3887 0.11655 0.11006 -0.0384 0.0958 1.0000
19.250 1.3923 0.11879 0.11212 -0.0387 0.0879 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)