GOE 426 AIRFOIL (goe426-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 426 AIRFOIL (goe426-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.87 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe426-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe426-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 426 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2823 0.10270 0.09823 -0.0379 1.0000 0.1157
-8.500 -0.3108 0.10317 0.09886 -0.0339 1.0000 0.1169
-8.250 -0.3456 0.10268 0.09852 -0.0439 0.9893 0.1192
-8.000 -0.3026 0.09619 0.09198 -0.0421 0.9883 0.1221
-7.750 -0.2677 0.09214 0.08789 -0.0456 0.9830 0.1276
-7.500 -0.2808 0.08599 0.08173 -0.0702 0.9587 0.1361
-7.250 -0.2344 0.08315 0.07890 -0.0605 0.9604 0.1396
-7.000 -0.2288 0.07641 0.07203 -0.0832 0.9418 0.1526
-6.750 -0.1811 0.07428 0.06998 -0.0741 0.9421 0.1575
-6.500 -0.1678 0.06866 0.06427 -0.0869 0.9272 0.1707
-6.250 -0.1351 0.06637 0.06199 -0.0853 0.9193 0.1773
-6.000 -0.1118 0.06195 0.05750 -0.0921 0.9095 0.1907
-5.750 -0.0988 0.05860 0.05407 -0.0959 0.8950 0.2054
-5.250 -0.0654 0.05356 0.04891 -0.0982 0.8697 0.2381
-5.000 -0.0419 0.05143 0.04674 -0.0977 0.8606 0.2563
-4.750 -0.0264 0.05004 0.04535 -0.0957 0.8476 0.2770
-4.250 0.0318 0.03226 0.02486 -0.1130 0.8269 0.1138
-4.000 0.0569 0.03077 0.02259 -0.1119 0.8148 0.1035
-3.750 0.0826 0.02869 0.02031 -0.1116 0.8054 0.1015
-3.500 0.1107 0.02712 0.01845 -0.1113 0.7967 0.1001
-3.250 0.1360 0.02618 0.01725 -0.1106 0.7868 0.1009
-3.000 0.1657 0.02518 0.01596 -0.1103 0.7795 0.1023
-2.750 0.1906 0.02443 0.01506 -0.1096 0.7695 0.1028
-2.500 0.2204 0.02356 0.01399 -0.1093 0.7628 0.1036
-2.250 0.2443 0.02283 0.01327 -0.1085 0.7534 0.1053
-2.000 0.2721 0.02201 0.01249 -0.1081 0.7468 0.1090
-1.750 0.2956 0.02174 0.01225 -0.1073 0.7382 0.1153
-1.500 0.3219 0.02122 0.01173 -0.1067 0.7313 0.1223
-1.250 0.3462 0.02093 0.01146 -0.1060 0.7242 0.1325
-1.000 0.3707 0.02054 0.01113 -0.1053 0.7167 0.1541
-0.750 0.3851 0.01847 0.01117 -0.1021 0.7120 0.6748
-0.500 0.3951 0.01852 0.01163 -0.0974 0.7037 0.8145
-0.250 0.4692 0.01803 0.01114 -0.1041 0.6976 0.9950
0.000 0.4897 0.01839 0.01129 -0.1037 0.6906 1.0000
0.250 0.5116 0.01872 0.01144 -0.1031 0.6835 1.0000
0.500 0.5403 0.01885 0.01132 -0.1031 0.6786 1.0000
0.750 0.5598 0.01943 0.01183 -0.1024 0.6704 1.0000
1.000 0.5869 0.01965 0.01188 -0.1022 0.6646 1.0000
1.250 0.6118 0.02004 0.01214 -0.1019 0.6586 1.0000
1.500 0.6348 0.02050 0.01253 -0.1014 0.6514 1.0000
1.750 0.6640 0.02065 0.01252 -0.1014 0.6466 1.0000
2.000 0.6846 0.02130 0.01315 -0.1007 0.6392 1.0000
2.250 0.7106 0.02162 0.01339 -0.1004 0.6332 1.0000
2.500 0.7415 0.02172 0.01335 -0.1006 0.6290 1.0000
2.750 0.7583 0.02258 0.01426 -0.0995 0.6206 1.0000
3.000 0.7867 0.02277 0.01436 -0.0994 0.6154 1.0000
3.250 0.8101 0.02332 0.01490 -0.0989 0.6095 1.0000
3.500 0.8321 0.02391 0.01549 -0.0982 0.6025 1.0000
3.750 0.8629 0.02398 0.01546 -0.0984 0.5979 1.0000
4.000 0.8793 0.02495 0.01651 -0.0972 0.5902 1.0000
4.250 0.9058 0.02530 0.01684 -0.0970 0.5845 1.0000
4.500 0.9386 0.02532 0.01676 -0.0973 0.5806 1.0000
4.750 0.9491 0.02662 0.01822 -0.0955 0.5716 1.0000
5.000 0.9793 0.02675 0.01831 -0.0956 0.5668 1.0000
5.250 0.9983 0.02767 0.01929 -0.0947 0.5606 1.0000
5.500 1.0174 0.02849 0.02017 -0.0938 0.5536 1.0000
5.750 1.0508 0.02846 0.02011 -0.0942 0.5494 1.0000
6.000 1.0578 0.03010 0.02191 -0.0921 0.5411 1.0000
6.250 1.0836 0.03056 0.02240 -0.0918 0.5359 1.0000
6.500 1.1193 0.03047 0.02228 -0.0925 0.5323 1.0000
6.750 1.1142 0.03285 0.02488 -0.0893 0.5227 1.0000
7.000 1.1467 0.03287 0.02492 -0.0896 0.5184 1.0000
7.250 1.1756 0.03330 0.02538 -0.0897 0.5143 1.0000
7.500 1.1618 0.03625 0.02854 -0.0858 0.5046 1.0000
7.750 1.2022 0.03577 0.02809 -0.0868 0.5012 1.0000
8.000 1.1676 0.04025 0.03277 -0.0813 0.4908 1.0000
8.250 1.1983 0.04036 0.03296 -0.0814 0.4866 1.0000
8.500 1.2512 0.03906 0.03171 -0.0833 0.4840 1.0000
8.750 1.0845 0.05389 0.04660 -0.0707 0.4641 1.0000
9.000 1.1587 0.04970 0.04254 -0.0717 0.4643 1.0000
9.250 1.0846 0.05988 0.05270 -0.0690 0.4499 1.0000
9.500 1.1629 0.05375 0.04675 -0.0683 0.4492 1.0000
9.750 0.9834 0.07749 0.07031 -0.0689 0.4228 1.0000
10.000 1.0582 0.07124 0.06421 -0.0669 0.4206 1.0000
10.250 1.1376 0.06390 0.05707 -0.0647 0.4201 1.0000
10.500 1.2220 0.05639 0.04979 -0.0633 0.4208 1.0000
10.750 1.2807 0.05265 0.04623 -0.0629 0.4176 1.0000
11.000 1.4932 0.03259 0.02594 -0.0706 0.3848 1.0000
11.250 1.5065 0.03214 0.02551 -0.0679 0.3725 1.0000
11.500 1.4993 0.03298 0.02650 -0.0634 0.3614 1.0000
11.750 1.4940 0.03391 0.02754 -0.0596 0.3492 1.0000
12.000 1.4892 0.03498 0.02870 -0.0563 0.3356 1.0000
12.250 1.4807 0.03654 0.03034 -0.0532 0.3206 1.0000
12.500 1.4689 0.03869 0.03256 -0.0505 0.3038 1.0000
12.750 1.4546 0.04138 0.03525 -0.0483 0.2839 1.0000
13.000 1.4336 0.04529 0.03924 -0.0468 0.2631 1.0000
13.250 1.4107 0.04978 0.04367 -0.0459 0.2368 1.0000
13.500 1.3844 0.05510 0.04886 -0.0455 0.2051 1.0000
13.750 1.3558 0.06107 0.05458 -0.0456 0.1740 1.0000
14.000 1.3279 0.06739 0.06065 -0.0462 0.1501 1.0000
14.250 1.3006 0.07398 0.06700 -0.0470 0.1303 1.0000
14.500 1.2772 0.08024 0.07302 -0.0479 0.1141 1.0000
14.750 1.2617 0.08558 0.07820 -0.0485 0.0989 1.0000
15.000 1.2555 0.08952 0.08200 -0.0486 0.0870 1.0000
15.250 1.2570 0.09223 0.08457 -0.0482 0.0783 1.0000
15.500 1.2638 0.09444 0.08681 -0.0478 0.0716 1.0000
15.750 1.2779 0.09517 0.08739 -0.0465 0.0660 1.0000
16.000 1.2928 0.09617 0.08844 -0.0453 0.0620 1.0000
16.250 1.3272 0.09409 0.08608 -0.0419 0.0577 1.0000
16.500 1.3353 0.09654 0.08877 -0.0418 0.0558 1.0000
16.750 1.3444 0.09886 0.09126 -0.0416 0.0536 1.0000
17.000 1.3562 0.10079 0.09325 -0.0412 0.0516 1.0000
17.250 1.3854 0.10079 0.09320 -0.0392 0.0497 1.0000
17.500 1.3970 0.10358 0.09617 -0.0388 0.0489 1.0000
17.750 1.3921 0.10805 0.10093 -0.0400 0.0486 1.0000
18.000 1.3839 0.11301 0.10618 -0.0416 0.0483 1.0000
18.250 1.3723 0.11851 0.11196 -0.0438 0.0481 1.0000
18.500 1.3579 0.12457 0.11829 -0.0466 0.0480 1.0000
18.750 1.3416 0.13112 0.12510 -0.0500 0.0480 1.0000
19.000 1.3229 0.13833 0.13256 -0.0539 0.0481 1.0000
19.250 1.3023 0.14618 0.14064 -0.0586 0.0483 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 426 AIRFOIL (goe426-il)