GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.12 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe692-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe692-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 692 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2848 0.11713 0.11233 -0.0473 0.9812 0.1447
-8.750 -0.3212 0.11473 0.11000 -0.0568 0.9711 0.1506
-8.500 -0.3005 0.10930 0.10456 -0.0587 0.9672 0.1522
-8.250 -0.2631 0.10599 0.10121 -0.0576 0.9632 0.1555
-8.000 -0.2460 0.10281 0.09801 -0.0605 0.9582 0.1608
-7.750 -0.2960 0.10066 0.09594 -0.0668 0.9441 0.1665
-7.500 -0.2763 0.09506 0.09033 -0.0704 0.9408 0.1688
-7.250 -0.2560 0.09277 0.08803 -0.0677 0.9338 0.1710
-7.000 -0.2384 0.08971 0.08495 -0.0695 0.9283 0.1749
-6.750 -0.3350 0.06589 0.06045 -0.0900 0.9102 0.1230
-6.500 -0.3288 0.06341 0.05793 -0.0884 0.9016 0.1199
-6.250 -0.3159 0.05794 0.05217 -0.0909 0.8957 0.1180
-6.000 -0.2948 0.05090 0.04452 -0.0953 0.8924 0.1169
-5.750 -0.2979 0.04784 0.04108 -0.0926 0.8826 0.1170
-5.500 -0.2709 0.04360 0.03615 -0.0947 0.8782 0.1195
-5.250 -0.2331 0.04098 0.03311 -0.0977 0.8754 0.1247
-5.000 -0.2272 0.04091 0.03306 -0.0946 0.8660 0.1276
-4.750 -0.1950 0.03920 0.03089 -0.0960 0.8615 0.1338
-4.500 -0.1545 0.03795 0.02951 -0.0987 0.8585 0.1411
-4.250 -0.1452 0.03785 0.02930 -0.0961 0.8497 0.1461
-4.000 -0.1145 0.03688 0.02806 -0.0970 0.8447 0.1540
-3.750 -0.0739 0.03624 0.02731 -0.0993 0.8415 0.1640
-3.500 -0.0588 0.03602 0.02698 -0.0977 0.8338 0.1703
-3.250 -0.0328 0.03583 0.02676 -0.0978 0.8277 0.1790
-3.000 0.0072 0.03499 0.02580 -0.0999 0.8243 0.1895
-2.750 0.0528 0.03427 0.02486 -0.1027 0.8220 0.2025
-2.500 0.0505 0.03483 0.02554 -0.0986 0.8108 0.2073
-2.250 0.0894 0.03426 0.02483 -0.1003 0.8070 0.2215
-2.000 0.1338 0.03349 0.02404 -0.1028 0.8046 0.2389
-1.750 0.1334 0.03423 0.02493 -0.0991 0.7937 0.2466
-1.500 0.1704 0.03367 0.02442 -0.1006 0.7897 0.2663
-1.250 0.2135 0.03293 0.02373 -0.1028 0.7872 0.2912
-1.000 0.2148 0.03391 0.02478 -0.0994 0.7764 0.3032
-0.750 0.2508 0.03342 0.02441 -0.1006 0.7722 0.3307
-0.500 0.2928 0.03260 0.02380 -0.1025 0.7697 0.3679
-0.250 0.3384 0.03148 0.02309 -0.1049 0.7682 0.4376
0.000 0.3289 0.03277 0.02480 -0.1001 0.7549 0.5040
0.250 0.3818 0.03119 0.02443 -0.1019 0.7530 1.0000
0.500 0.4166 0.03122 0.02421 -0.1029 0.7489 1.0000
0.750 0.4158 0.03252 0.02541 -0.0991 0.7374 1.0000
1.000 0.4608 0.03201 0.02472 -0.1013 0.7350 1.0000
1.250 0.5030 0.03164 0.02419 -0.1031 0.7322 1.0000
1.500 0.4939 0.03344 0.02594 -0.0984 0.7191 1.0000
1.750 0.5412 0.03269 0.02506 -0.1007 0.7172 1.0000
2.000 0.5931 0.03180 0.02405 -0.1038 0.7160 1.0000
2.250 0.5744 0.03415 0.02638 -0.0979 0.7012 1.0000
2.500 0.6238 0.03316 0.02529 -0.1003 0.6997 1.0000
2.750 0.6108 0.03552 0.02764 -0.0955 0.6853 1.0000
3.000 0.6576 0.03452 0.02657 -0.0974 0.6835 1.0000
3.250 0.6495 0.03683 0.02886 -0.0935 0.6698 1.0000
3.500 0.6941 0.03581 0.02778 -0.0949 0.6675 1.0000
3.750 0.7457 0.03441 0.02633 -0.0972 0.6662 1.0000
4.000 0.8035 0.03286 0.02472 -0.1006 0.6650 1.0000
4.250 0.7866 0.03517 0.02704 -0.0948 0.6502 1.0000
4.500 0.8474 0.03320 0.02503 -0.0983 0.6490 1.0000
4.750 0.9103 0.03132 0.02310 -0.1024 0.6475 1.0000
5.000 0.8943 0.03338 0.02519 -0.0964 0.6334 1.0000
5.250 0.9566 0.03157 0.02335 -0.1004 0.6315 1.0000
5.500 0.9410 0.03366 0.02548 -0.0945 0.6181 1.0000
5.750 1.0027 0.03189 0.02368 -0.0985 0.6156 1.0000
6.000 1.0656 0.03018 0.02193 -0.1029 0.6129 1.0000
6.250 1.0522 0.03202 0.02384 -0.0970 0.5998 1.0000
6.500 1.1172 0.03017 0.02194 -0.1016 0.5962 1.0000
6.750 1.1137 0.03141 0.02325 -0.0970 0.5841 1.0000
7.000 1.1875 0.02893 0.02065 -0.1026 0.5782 1.0000
7.250 1.1889 0.02967 0.02147 -0.0983 0.5656 1.0000
7.500 1.2302 0.02872 0.02047 -0.0997 0.5561 1.0000
7.750 1.2552 0.02853 0.02028 -0.0988 0.5455 1.0000
8.000 1.2675 0.02893 0.02074 -0.0962 0.5346 1.0000
8.250 1.3158 0.02802 0.01973 -0.0988 0.5256 1.0000
8.500 1.3146 0.02878 0.02060 -0.0941 0.5132 1.0000
8.750 1.3321 0.02888 0.02072 -0.0922 0.5018 1.0000
9.000 1.3677 0.02842 0.02016 -0.0930 0.4902 1.0000
9.250 1.3743 0.02882 0.02060 -0.0894 0.4773 1.0000
9.500 1.3814 0.02934 0.02114 -0.0860 0.4642 1.0000
9.750 1.3964 0.02965 0.02144 -0.0839 0.4508 1.0000
10.000 1.4151 0.02991 0.02164 -0.0824 0.4371 1.0000
10.250 1.4345 0.03021 0.02185 -0.0810 0.4229 1.0000
10.500 1.4437 0.03091 0.02254 -0.0783 0.4084 1.0000
10.750 1.4473 0.03189 0.02354 -0.0750 0.3941 1.0000
11.000 1.4540 0.03287 0.02450 -0.0723 0.3800 1.0000
11.250 1.4629 0.03382 0.02542 -0.0700 0.3662 1.0000
11.500 1.4742 0.03472 0.02625 -0.0680 0.3528 1.0000
11.750 1.4893 0.03552 0.02693 -0.0665 0.3395 1.0000
12.000 1.4894 0.03698 0.02845 -0.0635 0.3273 1.0000
12.250 1.4953 0.03836 0.02984 -0.0613 0.3158 1.0000
12.500 1.5132 0.03928 0.03065 -0.0603 0.3050 1.0000
12.750 1.5202 0.04070 0.03213 -0.0584 0.2952 1.0000
13.000 1.5330 0.04203 0.03346 -0.0571 0.2865 1.0000
13.250 1.5485 0.04318 0.03460 -0.0561 0.2782 1.0000
13.500 1.5606 0.04464 0.03611 -0.0548 0.2710 1.0000
13.750 1.5687 0.04619 0.03775 -0.0532 0.2643 1.0000
14.000 1.6010 0.04692 0.03837 -0.0539 0.2577 1.0000
14.250 1.5920 0.04934 0.04106 -0.0509 0.2530 1.0000
14.500 1.6051 0.05065 0.04242 -0.0499 0.2471 1.0000
14.750 1.6254 0.05179 0.04353 -0.0495 0.2411 1.0000
15.000 1.6099 0.05460 0.04662 -0.0465 0.2368 1.0000
15.250 1.6200 0.05596 0.04800 -0.0454 0.2310 1.0000
15.500 1.6355 0.05721 0.04923 -0.0447 0.2252 1.0000
15.750 1.6144 0.06062 0.05294 -0.0419 0.2216 1.0000
16.000 1.6138 0.06259 0.05499 -0.0405 0.2162 1.0000
16.250 1.6288 0.06352 0.05586 -0.0398 0.2096 1.0000
16.500 1.6018 0.06772 0.06036 -0.0376 0.2063 1.0000
16.750 1.5955 0.07019 0.06293 -0.0363 0.2009 1.0000
17.000 1.6099 0.07097 0.06362 -0.0357 0.1944 1.0000
17.250 1.5791 0.07619 0.06916 -0.0344 0.1915 1.0000
17.500 1.5606 0.08045 0.07361 -0.0338 0.1875 1.0000
17.750 1.5976 0.07881 0.07175 -0.0334 0.1804 1.0000
18.000 1.5587 0.08557 0.07888 -0.0331 0.1781 1.0000
18.250 1.5198 0.09299 0.08661 -0.0337 0.1756 1.0000
18.500 1.5045 0.09761 0.09138 -0.0342 0.1715 1.0000
18.750 1.4207 0.11311 0.10728 -0.0387 0.1711 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)