GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.13 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe435-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe435-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 435 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 0.0111 0.12237 0.11639 -0.0942 0.9329 0.1752
-12.000 0.0119 0.11853 0.11253 -0.0959 0.9243 0.1774
-11.750 -0.0255 0.10989 0.10383 -0.1005 0.9191 0.1849
-11.500 0.0176 0.11135 0.10531 -0.0991 0.9106 0.1887
-11.000 0.0118 0.10587 0.09978 -0.1006 0.8953 0.2164
-10.750 0.0287 0.10625 0.10018 -0.0996 0.8864 0.2320
-10.500 0.0986 0.11129 0.10529 -0.0947 0.8746 0.2525
-10.250 0.1829 0.10982 0.10403 -0.0961 0.8397 0.2736
-10.000 0.0866 0.10950 0.10343 -0.0940 0.8586 0.2951
-9.750 0.1353 0.10703 0.10090 -0.0919 0.8499 0.3027
-9.500 0.1220 0.10589 0.09968 -0.0920 0.8437 0.3124
-9.250 0.1559 0.10396 0.09774 -0.0914 0.8334 0.3176
-9.000 0.1052 0.10591 0.09964 -0.0919 0.8262 0.3276
-8.750 0.1610 0.10132 0.09496 -0.0905 0.8195 0.3301
-8.500 0.1891 0.09968 0.09333 -0.0904 0.8090 0.3347
-8.250 0.1934 0.09890 0.09250 -0.0900 0.8012 0.3418
-6.250 -0.1314 0.04196 0.03433 -0.1196 0.7438 0.2748
-6.000 -0.1512 0.04124 0.03346 -0.1175 0.7298 0.2754
-5.750 -0.1325 0.03946 0.03136 -0.1189 0.7245 0.2773
-5.500 -0.1028 0.03845 0.03023 -0.1199 0.7208 0.2796
-5.250 -0.0664 0.03836 0.03023 -0.1201 0.7178 0.2823
-5.000 -0.0837 0.03975 0.03168 -0.1160 0.7040 0.2830
-4.750 -0.0583 0.03953 0.03143 -0.1161 0.6994 0.2854
-4.500 -0.0264 0.03877 0.03057 -0.1172 0.6962 0.2879
-4.250 0.0074 0.03783 0.02946 -0.1187 0.6934 0.2904
-4.000 -0.0183 0.04007 0.03173 -0.1141 0.6808 0.2908
-3.750 -0.0010 0.04011 0.03165 -0.1139 0.6751 0.2925
-3.500 0.0330 0.03939 0.03077 -0.1153 0.6721 0.2946
-3.250 0.0724 0.03871 0.03014 -0.1163 0.6700 0.2968
-3.000 0.0225 0.04268 0.03418 -0.1098 0.6562 0.2967
-2.750 0.0377 0.04328 0.03483 -0.1089 0.6504 0.2985
-2.500 0.0837 0.04232 0.03388 -0.1105 0.6481 0.3020
-2.250 0.1385 0.04080 0.03228 -0.1131 0.6465 0.3069
-2.000 0.0886 0.04504 0.03657 -0.1071 0.6315 0.3067
-1.750 0.1254 0.04437 0.03583 -0.1081 0.6273 0.3114
-1.500 0.1724 0.04323 0.03480 -0.1092 0.6252 0.3163
-1.250 0.2301 0.04155 0.03309 -0.1116 0.6241 0.3253
-1.000 0.1770 0.04695 0.03857 -0.1066 0.6084 0.3245
-0.750 0.2158 0.04627 0.03796 -0.1071 0.6051 0.3325
-0.500 0.2642 0.04490 0.03659 -0.1083 0.6033 0.3465
-0.250 0.2365 0.04929 0.04108 -0.1056 0.5896 0.3486
0.000 0.2728 0.04891 0.04073 -0.1060 0.5855 0.3659
0.250 0.3171 0.04789 0.03979 -0.1062 0.5833 0.3879
0.500 0.3642 0.04654 0.03850 -0.1062 0.5821 0.4118
0.750 0.4152 0.04489 0.03685 -0.1064 0.5814 0.4343
1.000 0.4704 0.04344 0.03537 -0.1076 0.5806 0.4543
1.250 0.3565 0.05424 0.04641 -0.1009 0.5498 0.4405
1.500 0.3896 0.05403 0.04611 -0.1008 0.5450 0.4571
1.750 0.4272 0.05294 0.04517 -0.0994 0.5428 0.4688
2.000 0.4761 0.05121 0.04332 -0.1000 0.5417 0.4837
2.250 0.5203 0.04924 0.04146 -0.0988 0.5411 0.4935
2.500 0.5739 0.04697 0.03908 -0.0996 0.5405 0.5058
2.750 0.6279 0.04465 0.03677 -0.1000 0.5399 0.5157
3.000 0.6930 0.04242 0.03448 -0.1022 0.5393 0.5280
3.250 0.6295 0.04845 0.04067 -0.0961 0.5197 0.5273
3.500 0.6905 0.04572 0.03781 -0.0978 0.5193 0.5375
3.750 0.7507 0.04313 0.03523 -0.0987 0.5187 0.5472
4.000 0.8356 0.04045 0.03235 -0.1043 0.5178 0.5584
4.250 0.7064 0.05051 0.04274 -0.0929 0.4919 0.5525
4.500 0.7758 0.04719 0.03924 -0.0954 0.4921 0.5620
4.750 0.8539 0.04322 0.03524 -0.0974 0.4930 0.5717
5.000 0.5951 0.07028 0.06271 -0.0889 0.4388 0.5546
5.250 0.6340 0.06921 0.06151 -0.0894 0.4363 0.5617
5.500 0.6725 0.06729 0.05968 -0.0883 0.4350 0.5689
5.750 0.7167 0.06495 0.05733 -0.0877 0.4343 0.5776
6.000 0.7669 0.06227 0.05454 -0.0881 0.4338 0.5854
6.250 0.8194 0.05921 0.05144 -0.0882 0.4335 0.5923
6.500 0.8752 0.05595 0.04818 -0.0882 0.4333 0.6012
6.750 0.9457 0.05211 0.04419 -0.0898 0.4332 0.6132
7.000 1.0184 0.04818 0.04022 -0.0912 0.4327 0.6241
7.250 1.1096 0.04416 0.03597 -0.0955 0.4314 0.6376
7.500 0.9577 0.05788 0.05014 -0.0865 0.4130 0.6290
7.750 1.0350 0.05340 0.04550 -0.0884 0.4129 0.6418
8.000 1.1171 0.04892 0.04092 -0.0906 0.4123 0.6517
9.250 0.5409 0.14161 0.13470 -0.0991 0.3645 0.6108
9.500 0.6129 0.13370 0.12674 -0.0949 0.3380 0.6259
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)