GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.01 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe615-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe615-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 615 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2825 0.12379 0.11917 -0.0332 1.0000 0.1000
-9.750 -0.3151 0.12486 0.12037 -0.0324 1.0000 0.1007
-9.500 -0.3444 0.12531 0.12094 -0.0315 1.0000 0.1010
-9.250 -0.3122 0.11861 0.11424 -0.0275 1.0000 0.1027
-9.000 -0.3090 0.11657 0.11224 -0.0248 1.0000 0.1042
-8.750 -0.3058 0.11453 0.11023 -0.0240 0.9990 0.1066
-8.500 -0.2880 0.11087 0.10656 -0.0301 0.9934 0.1120
-8.250 -0.3188 0.11012 0.10588 -0.0448 0.9787 0.1152
-8.000 -0.2540 0.10263 0.09833 -0.0403 0.9810 0.1195
-7.750 -0.2338 0.09925 0.09494 -0.0440 0.9735 0.1247
-7.500 -0.2674 0.09725 0.09294 -0.0626 0.9531 0.1305
-7.250 -0.2160 0.09181 0.08753 -0.0555 0.9565 0.1333
-7.000 -0.1943 0.08889 0.08459 -0.0563 0.9480 0.1378
-6.500 -0.1690 0.08140 0.07710 -0.0668 0.9279 0.1503
-6.250 -0.1684 0.07747 0.07301 -0.0802 0.9116 0.1627
-6.000 -0.1288 0.07396 0.06960 -0.0764 0.9101 0.1665
-5.750 -0.1148 0.07155 0.06716 -0.0778 0.8982 0.1744
-5.500 -0.0857 0.06708 0.06262 -0.0841 0.8929 0.1837
-5.250 -0.0786 0.06417 0.05956 -0.0892 0.8788 0.1975
-5.000 -0.0394 0.06103 0.05646 -0.0897 0.8762 0.2040
-4.750 -0.0297 0.05852 0.05388 -0.0913 0.8634 0.2175
-4.500 0.0066 0.05522 0.05048 -0.0957 0.8591 0.2354
-4.250 0.0187 0.05341 0.04855 -0.0961 0.8466 0.2518
-4.000 0.0615 0.04252 0.03668 -0.1078 0.8412 0.1669
-3.750 0.0738 0.03484 0.02746 -0.1068 0.8290 0.1127
-3.500 0.1124 0.03247 0.02467 -0.1086 0.8248 0.1123
-3.250 0.1317 0.03128 0.02320 -0.1071 0.8149 0.1116
-3.000 0.1670 0.02961 0.02118 -0.1080 0.8092 0.1112
-2.750 0.2096 0.02800 0.01923 -0.1098 0.8058 0.1126
-2.500 0.2240 0.02786 0.01887 -0.1073 0.7942 0.1147
-2.250 0.2622 0.02643 0.01740 -0.1087 0.7901 0.1184
-2.000 0.2808 0.02619 0.01715 -0.1070 0.7811 0.1212
-1.750 0.3129 0.02548 0.01638 -0.1073 0.7750 0.1263
-1.500 0.3521 0.02447 0.01540 -0.1086 0.7714 0.1353
-1.250 0.3633 0.02469 0.01566 -0.1058 0.7606 0.1422
-1.000 0.4018 0.02367 0.01471 -0.1066 0.7555 0.1592
-0.750 0.4213 0.02335 0.01459 -0.1048 0.7454 0.1893
-0.500 0.4894 0.01996 0.01373 -0.1105 0.7402 0.8844
-0.250 0.5629 0.01945 0.01281 -0.1184 0.7347 1.0000
0.000 0.5764 0.01992 0.01313 -0.1159 0.7249 1.0000
0.250 0.6128 0.01968 0.01263 -0.1167 0.7196 1.0000
0.500 0.6240 0.02026 0.01312 -0.1138 0.7097 1.0000
0.750 0.6576 0.02009 0.01276 -0.1142 0.7037 1.0000
1.000 0.6736 0.02053 0.01311 -0.1121 0.6946 1.0000
1.250 0.7042 0.02045 0.01287 -0.1120 0.6877 1.0000
1.500 0.7252 0.02073 0.01306 -0.1106 0.6795 1.0000
1.750 0.7524 0.02075 0.01296 -0.1100 0.6715 1.0000
2.000 0.7770 0.02090 0.01301 -0.1091 0.6635 1.0000
2.250 0.8025 0.02097 0.01299 -0.1083 0.6548 1.0000
2.500 0.8273 0.02109 0.01303 -0.1073 0.6462 1.0000
2.750 0.8548 0.02108 0.01292 -0.1068 0.6372 1.0000
3.000 0.8765 0.02129 0.01308 -0.1054 0.6274 1.0000
3.250 0.9091 0.02112 0.01278 -0.1056 0.6187 1.0000
3.500 0.9274 0.02142 0.01307 -0.1037 0.6073 1.0000
3.750 0.9586 0.02133 0.01285 -0.1037 0.5979 1.0000
4.000 0.9821 0.02144 0.01291 -0.1026 0.5863 1.0000
4.250 1.0032 0.02167 0.01310 -0.1011 0.5739 1.0000
4.500 1.0307 0.02174 0.01306 -0.1006 0.5624 1.0000
4.750 1.0589 0.02179 0.01299 -0.1002 0.5503 1.0000
5.000 1.0770 0.02212 0.01332 -0.0983 0.5364 1.0000
5.250 1.0980 0.02244 0.01359 -0.0968 0.5229 1.0000
5.500 1.1222 0.02269 0.01376 -0.0959 0.5101 1.0000
5.750 1.1499 0.02287 0.01379 -0.0956 0.4978 1.0000
6.000 1.1645 0.02330 0.01426 -0.0932 0.4839 1.0000
6.250 1.1819 0.02369 0.01465 -0.0913 0.4710 1.0000
6.500 1.2034 0.02396 0.01486 -0.0900 0.4590 1.0000
6.750 1.2265 0.02413 0.01492 -0.0890 0.4475 1.0000
7.000 1.2391 0.02455 0.01540 -0.0864 0.4350 1.0000
7.250 1.2560 0.02489 0.01573 -0.0844 0.4237 1.0000
7.500 1.2788 0.02507 0.01578 -0.0834 0.4133 1.0000
7.750 1.2914 0.02554 0.01630 -0.0809 0.4023 1.0000
8.000 1.3074 0.02599 0.01673 -0.0790 0.3922 1.0000
8.250 1.3302 0.02631 0.01694 -0.0782 0.3829 1.0000
8.500 1.3410 0.02698 0.01769 -0.0756 0.3734 1.0000
8.750 1.3661 0.02745 0.01803 -0.0752 0.3653 1.0000
9.000 1.3768 0.02822 0.01893 -0.0727 0.3571 1.0000
9.250 1.4039 0.02878 0.01934 -0.0728 0.3495 1.0000
9.500 1.4111 0.02962 0.02034 -0.0698 0.3419 1.0000
9.750 1.4423 0.03018 0.02071 -0.0706 0.3340 1.0000
10.000 1.4427 0.03109 0.02186 -0.0666 0.3275 1.0000
10.250 1.4641 0.03180 0.02254 -0.0659 0.3209 1.0000
10.500 1.4827 0.03269 0.02348 -0.0649 0.3151 1.0000
10.750 1.4870 0.03366 0.02460 -0.0617 0.3093 1.0000
11.000 1.5172 0.03425 0.02509 -0.0624 0.3025 1.0000
11.250 1.5144 0.03534 0.02637 -0.0583 0.2969 1.0000
11.500 1.5198 0.03625 0.02740 -0.0555 0.2908 1.0000
11.750 1.5469 0.03684 0.02789 -0.0557 0.2841 1.0000
12.000 1.5347 0.03820 0.02952 -0.0510 0.2791 1.0000
12.250 1.5433 0.03898 0.03033 -0.0489 0.2725 1.0000
12.500 1.5567 0.03988 0.03126 -0.0475 0.2669 1.0000
12.750 1.5445 0.04153 0.03315 -0.0436 0.2616 1.0000
13.000 1.5577 0.04224 0.03386 -0.0423 0.2554 1.0000
13.250 1.5565 0.04371 0.03547 -0.0398 0.2499 1.0000
13.500 1.5455 0.04567 0.03763 -0.0369 0.2442 1.0000
13.750 1.5666 0.04592 0.03775 -0.0362 0.2370 1.0000
14.000 1.5414 0.04899 0.04115 -0.0330 0.2319 1.0000
14.250 1.5417 0.05045 0.04265 -0.0314 0.2248 1.0000
14.500 1.5318 0.05290 0.04523 -0.0296 0.2182 1.0000
14.750 1.5216 0.05542 0.04787 -0.0281 0.2107 1.0000
15.000 1.5111 0.05820 0.05073 -0.0270 0.2030 1.0000
15.250 1.5026 0.06091 0.05349 -0.0261 0.1947 1.0000
15.500 1.4834 0.06512 0.05783 -0.0256 0.1864 1.0000
15.750 1.4859 0.06698 0.05956 -0.0251 0.1774 1.0000
16.000 1.4604 0.07260 0.06542 -0.0255 0.1700 1.0000
16.250 1.4626 0.07484 0.06755 -0.0253 0.1626 1.0000
16.500 1.4425 0.08036 0.07327 -0.0261 0.1566 1.0000
16.750 1.4566 0.08111 0.07381 -0.0257 0.1505 1.0000
17.000 1.4315 0.08772 0.08072 -0.0272 0.1466 1.0000
17.250 1.4206 0.09241 0.08553 -0.0283 0.1425 1.0000
17.500 1.4369 0.09288 0.08588 -0.0279 0.1381 1.0000
17.750 1.4219 0.09840 0.09160 -0.0294 0.1357 1.0000
18.000 1.3925 0.10640 0.09987 -0.0322 0.1335 1.0000
18.250 1.3429 0.11841 0.11217 -0.0373 0.1322 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)