GOE 427 AIRFOIL (goe427-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 427 AIRFOIL (goe427-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 66.63 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe427-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe427-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 427 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3510 0.10980 0.10489 -0.0262 1.0000 0.0434
-8.250 -0.3573 0.10907 0.10426 -0.0258 1.0000 0.0436
-8.000 -0.3594 0.10797 0.10325 -0.0269 1.0000 0.0437
-7.750 -0.3578 0.10648 0.10182 -0.0288 1.0000 0.0439
-7.500 -0.3535 0.10462 0.10000 -0.0308 1.0000 0.0440
-7.250 -0.3522 0.09805 0.09348 -0.0270 1.0000 0.0447
-7.000 -0.3473 0.09260 0.08805 -0.0222 1.0000 0.0462
-6.750 -0.3451 0.08989 0.08538 -0.0212 1.0000 0.0472
-6.500 -0.3430 0.08746 0.08300 -0.0207 1.0000 0.0483
-6.250 -0.3404 0.08503 0.08062 -0.0206 1.0000 0.0497
-6.000 -0.3366 0.08264 0.07827 -0.0210 1.0000 0.0513
-5.750 -0.3306 0.08029 0.07595 -0.0222 1.0000 0.0540
-5.500 -0.3115 0.07902 0.07464 -0.0291 1.0000 0.0569
-5.250 -0.2833 0.07748 0.07298 -0.0377 1.0000 0.0578
-5.000 -0.2966 0.07202 0.06769 -0.0299 1.0000 0.0595
-4.750 -0.2914 0.06911 0.06481 -0.0282 1.0000 0.0618
-4.500 -0.2786 0.06639 0.06208 -0.0293 1.0000 0.0650
-4.250 -0.2247 0.06494 0.06028 -0.0426 1.0000 0.0713
-4.000 -0.2282 0.06026 0.05572 -0.0385 1.0000 0.0726
-3.750 -0.2197 0.05738 0.05287 -0.0371 1.0000 0.0759
-3.500 -0.1727 0.05524 0.05038 -0.0458 1.0000 0.0848
-3.250 -0.1681 0.05156 0.04684 -0.0434 1.0000 0.0872
-3.000 -0.1275 0.04983 0.04476 -0.0491 1.0000 0.0984
-2.750 -0.1213 0.04635 0.04144 -0.0469 1.0000 0.1027
-2.500 -0.0941 0.04394 0.03889 -0.0492 1.0000 0.1154
-2.250 -0.0664 0.04162 0.03639 -0.0513 1.0000 0.1285
-2.000 -0.0211 0.03886 0.03346 -0.0565 0.9946 0.1474
-1.750 0.0238 0.03624 0.03064 -0.0613 0.9881 0.1720
-1.000 0.1843 0.02712 0.01969 -0.0753 0.9717 0.1083
-0.750 0.2276 0.02510 0.01718 -0.0779 0.9644 0.1049
-0.500 0.2752 0.02334 0.01475 -0.0808 0.9578 0.0998
-0.250 0.3152 0.02252 0.01377 -0.0832 0.9479 0.1092
0.000 0.3608 0.02148 0.01250 -0.0862 0.9400 0.1128
0.250 0.4048 0.02062 0.01163 -0.0891 0.9302 0.1227
0.500 0.4452 0.01984 0.01097 -0.0912 0.9189 0.1465
0.750 0.5056 0.01711 0.01003 -0.0971 0.9150 1.0000
1.000 0.5471 0.01696 0.00963 -0.0993 0.9024 1.0000
1.250 0.5885 0.01675 0.00930 -0.1015 0.8901 1.0000
1.500 0.6301 0.01649 0.00897 -0.1037 0.8780 1.0000
1.750 0.6702 0.01619 0.00865 -0.1054 0.8655 1.0000
2.000 0.7090 0.01587 0.00832 -0.1068 0.8525 1.0000
2.250 0.7462 0.01557 0.00803 -0.1079 0.8384 1.0000
2.500 0.7817 0.01532 0.00779 -0.1085 0.8232 1.0000
2.750 0.8165 0.01503 0.00757 -0.1089 0.8064 1.0000
3.000 0.8460 0.01475 0.00727 -0.1080 0.7823 1.0000
3.250 0.8738 0.01451 0.00698 -0.1066 0.7547 1.0000
3.500 0.9016 0.01454 0.00700 -0.1059 0.7328 1.0000
3.750 0.9267 0.01471 0.00726 -0.1048 0.7102 1.0000
4.000 0.9511 0.01486 0.00742 -0.1035 0.6854 1.0000
4.250 0.9738 0.01494 0.00748 -0.1017 0.6546 1.0000
4.500 0.9959 0.01506 0.00755 -0.0998 0.6220 1.0000
4.750 1.0154 0.01524 0.00763 -0.0974 0.5795 1.0000
5.000 1.0345 0.01561 0.00793 -0.0951 0.5356 1.0000
5.250 1.0518 0.01611 0.00832 -0.0925 0.4835 1.0000
5.500 1.0635 0.01677 0.00871 -0.0890 0.3844 1.0000
5.750 1.0580 0.01998 0.01006 -0.0838 0.1266 1.0000
6.000 1.0700 0.02184 0.01162 -0.0812 0.0924 1.0000
6.250 1.0828 0.02343 0.01323 -0.0785 0.0819 1.0000
6.500 1.0950 0.02508 0.01487 -0.0760 0.0723 1.0000
6.750 1.1117 0.02666 0.01659 -0.0738 0.0667 1.0000
7.000 1.1323 0.02858 0.01848 -0.0724 0.0621 1.0000
7.250 1.1570 0.03103 0.02092 -0.0717 0.0566 1.0000
7.500 1.1859 0.03357 0.02366 -0.0712 0.0540 1.0000
7.750 1.2146 0.03674 0.02714 -0.0705 0.0533 1.0000
8.000 1.2374 0.03984 0.03060 -0.0693 0.0520 1.0000
8.250 1.2577 0.04314 0.03410 -0.0683 0.0494 1.0000
8.500 1.2697 0.04716 0.03899 -0.0649 0.0524 1.0000
8.750 1.2801 0.05228 0.04465 -0.0623 0.0562 1.0000
9.000 1.2839 0.05745 0.05065 -0.0583 0.0648 1.0000
9.250 1.2124 0.05630 0.05069 -0.0479 0.0770 1.0000
9.500 1.1712 0.06879 0.06411 -0.0435 0.1210 1.0000
9.750 1.1408 0.07280 0.06829 -0.0399 0.1205 1.0000
10.000 1.1117 0.07765 0.07327 -0.0380 0.1209 1.0000
10.250 1.0894 0.07912 0.07475 -0.0363 0.1035 1.0000
10.500 1.0621 0.08464 0.08038 -0.0369 0.1018 1.0000
10.750 1.0358 0.09094 0.08676 -0.0386 0.1008 1.0000
11.000 1.0087 0.09813 0.09401 -0.0417 0.1000 1.0000
11.250 0.9806 0.10620 0.10212 -0.0460 0.0995 1.0000
11.500 0.9529 0.11107 0.10694 -0.0498 0.0807 1.0000
11.750 1.0130 0.14355 0.13895 -0.0810 0.1563 1.0000
12.000 1.0329 0.14733 0.14279 -0.0780 0.1494 1.0000
12.250 1.0107 0.15326 0.14862 -0.0844 0.1430 1.0000
12.500 0.8735 0.15370 0.14957 -0.0728 0.1499 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 427 AIRFOIL (goe427-il)