GOE 57 AIRFOIL (goe57-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 57 AIRFOIL (goe57-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 63.31 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe57-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe57-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 57 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.3113 0.09385 0.08935 -0.0223 1.0000 0.0591
-6.750 -0.3127 0.09180 0.08736 -0.0214 1.0000 0.0604
-6.500 -0.3154 0.08993 0.08556 -0.0204 1.0000 0.0617
-6.250 -0.3179 0.08811 0.08380 -0.0198 1.0000 0.0631
-6.000 -0.3188 0.08627 0.08200 -0.0199 1.0000 0.0647
-5.750 -0.3154 0.08466 0.08042 -0.0220 1.0000 0.0668
-5.500 -0.2917 0.08490 0.08053 -0.0341 1.0000 0.0686
-5.250 -0.2866 0.08054 0.07622 -0.0342 1.0000 0.0693
-5.000 -0.2916 0.07640 0.07218 -0.0284 1.0000 0.0706
-4.750 -0.2885 0.07358 0.06940 -0.0261 1.0000 0.0726
-4.500 -0.2784 0.07098 0.06681 -0.0267 1.0000 0.0753
-4.250 -0.2616 0.06834 0.06412 -0.0296 1.0000 0.0790
-4.000 -0.2142 0.06595 0.06142 -0.0422 1.0000 0.0837
-3.750 -0.2117 0.06219 0.05775 -0.0395 1.0000 0.0850
-3.500 -0.2016 0.05954 0.05513 -0.0386 1.0000 0.0877
-3.250 -0.1454 0.05716 0.05237 -0.0499 0.9977 0.0980
-3.000 -0.1187 0.05280 0.04810 -0.0520 0.9927 0.1014
-2.750 -0.0574 0.04975 0.04467 -0.0623 0.9861 0.1127
-2.500 -0.0213 0.04642 0.04136 -0.0660 0.9796 0.1195
-2.250 0.0368 0.04413 0.03875 -0.0743 0.9724 0.1387
-2.000 0.0780 0.04106 0.03562 -0.0789 0.9641 0.1509
-1.750 0.1323 0.03840 0.03272 -0.0859 0.9579 0.1721
-1.500 0.1740 0.03621 0.03045 -0.0897 0.9479 0.1939
-1.250 0.2220 0.03379 0.02790 -0.0948 0.9392 0.2306
-1.000 0.2676 0.03124 0.02539 -0.0989 0.9309 0.2915
-0.750 0.3040 0.02897 0.02322 -0.1008 0.9203 0.3631
-0.500 0.3573 0.02659 0.02079 -0.1053 0.9136 0.4141
-0.250 0.4483 0.02529 0.01766 -0.1135 0.9044 0.1435
0.000 0.4975 0.02343 0.01538 -0.1160 0.8964 0.1205
0.250 0.5408 0.02205 0.01378 -0.1179 0.8875 0.1203
0.500 0.5768 0.02103 0.01259 -0.1184 0.8757 0.1213
0.750 0.6127 0.01995 0.01140 -0.1188 0.8636 0.1213
1.000 0.6467 0.01904 0.01040 -0.1187 0.8505 0.1243
1.250 0.6772 0.01811 0.00953 -0.1181 0.8356 0.1309
1.500 0.7053 0.01739 0.00887 -0.1169 0.8186 0.1469
1.750 0.7339 0.01672 0.00818 -0.1157 0.8006 0.1662
2.000 0.7627 0.01590 0.00759 -0.1149 0.7830 0.2456
2.250 0.7864 0.01437 0.00713 -0.1129 0.7631 1.0000
2.500 0.8122 0.01431 0.00691 -0.1116 0.7415 1.0000
2.750 0.8376 0.01429 0.00676 -0.1104 0.7177 1.0000
3.000 0.8632 0.01429 0.00661 -0.1091 0.6922 1.0000
3.250 0.8883 0.01436 0.00654 -0.1079 0.6638 1.0000
3.500 0.9127 0.01453 0.00654 -0.1066 0.6321 1.0000
3.750 0.9365 0.01480 0.00662 -0.1052 0.5971 1.0000
4.000 0.9592 0.01515 0.00679 -0.1037 0.5576 1.0000
4.250 0.9809 0.01559 0.00702 -0.1022 0.5123 1.0000
4.500 1.0014 0.01621 0.00731 -0.1005 0.4635 1.0000
4.750 1.0213 0.01706 0.00778 -0.0989 0.4180 1.0000
5.000 1.0425 0.01798 0.00840 -0.0976 0.3829 1.0000
5.250 1.0655 0.01884 0.00905 -0.0967 0.3601 1.0000
5.500 1.0899 0.01964 0.00976 -0.0961 0.3450 1.0000
5.750 1.1142 0.02034 0.01042 -0.0955 0.3319 1.0000
6.000 1.1374 0.02093 0.01097 -0.0948 0.3181 1.0000
6.250 1.1600 0.02145 0.01149 -0.0939 0.3044 1.0000
6.500 1.1809 0.02186 0.01193 -0.0929 0.2886 1.0000
6.750 1.2034 0.02237 0.01249 -0.0920 0.2775 1.0000
7.000 1.2258 0.02289 0.01305 -0.0912 0.2677 1.0000
7.250 1.2467 0.02334 0.01352 -0.0901 0.2553 1.0000
7.500 1.2658 0.02368 0.01402 -0.0888 0.2393 1.0000
7.750 1.2864 0.02417 0.01460 -0.0877 0.2281 1.0000
8.000 1.3051 0.02463 0.01517 -0.0863 0.2125 1.0000
8.250 1.3222 0.02511 0.01577 -0.0847 0.1891 1.0000
8.500 1.3372 0.02593 0.01654 -0.0830 0.1566 1.0000
8.750 1.3461 0.02791 0.01799 -0.0806 0.0652 1.0000
9.000 1.3556 0.02987 0.02003 -0.0780 0.0533 1.0000
9.250 1.3651 0.03162 0.02191 -0.0755 0.0484 1.0000
9.500 1.3713 0.03344 0.02388 -0.0726 0.0459 1.0000
9.750 1.3761 0.03505 0.02569 -0.0695 0.0442 1.0000
10.000 1.3788 0.03678 0.02760 -0.0664 0.0425 1.0000
10.250 1.3800 0.03868 0.02964 -0.0635 0.0408 1.0000
10.500 1.3792 0.04081 0.03189 -0.0608 0.0393 1.0000
10.750 1.3763 0.04327 0.03444 -0.0583 0.0382 1.0000
11.000 1.3749 0.04589 0.03711 -0.0559 0.0375 1.0000
11.250 1.3800 0.04841 0.03966 -0.0537 0.0371 1.0000
11.500 1.3939 0.05054 0.04185 -0.0519 0.0368 1.0000
11.750 1.4154 0.05282 0.04421 -0.0505 0.0366 1.0000
12.000 1.4412 0.05569 0.04722 -0.0495 0.0367 1.0000
12.250 1.4649 0.05943 0.05117 -0.0488 0.0369 1.0000
12.500 1.4790 0.06326 0.05528 -0.0477 0.0372 1.0000
12.750 1.4754 0.06616 0.05847 -0.0455 0.0374 1.0000
13.000 1.4678 0.06937 0.06197 -0.0435 0.0376 1.0000
13.250 1.4568 0.07291 0.06584 -0.0419 0.0378 1.0000
13.500 1.4428 0.07682 0.07005 -0.0408 0.0379 1.0000
13.750 1.4260 0.08110 0.07462 -0.0404 0.0381 1.0000
14.000 1.4064 0.08589 0.07972 -0.0408 0.0385 1.0000
14.250 1.3834 0.09156 0.08571 -0.0424 0.0389 1.0000
14.500 1.3525 0.09876 0.09322 -0.0458 0.0396 1.0000
14.750 1.3188 0.10737 0.10216 -0.0511 0.0404 1.0000
15.000 1.2866 0.11705 0.11210 -0.0576 0.0411 1.0000
15.250 1.2548 0.12804 0.12332 -0.0656 0.0417 1.0000
15.500 1.2210 0.14102 0.13646 -0.0753 0.0422 1.0000
15.750 1.1809 0.15791 0.15344 -0.0875 0.0432 1.0000
16.000 1.1562 0.17196 0.16745 -0.0962 0.0449 1.0000
16.250 1.1524 0.17886 0.17433 -0.0993 0.0461 1.0000
16.500 1.1242 0.20091 0.19626 -0.1124 0.0555 1.0000
16.750 0.8491 0.17886 0.17452 -0.0785 0.0543 1.0000
17.000 0.8480 0.18309 0.17876 -0.0797 0.0559 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 57 AIRFOIL (goe57-il)