GOE 741 AIRFOIL (goe741-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 741 AIRFOIL (goe741-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 17.55 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe741-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe741-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 741 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 -0.2558 0.11599 0.11096 -0.0128 0.7343 0.1166
-9.750 -0.2577 0.11362 0.10857 -0.0149 0.7297 0.1201
-9.500 -0.3002 0.11323 0.10826 -0.0226 0.7276 0.1222
-9.250 -0.2656 0.10752 0.10253 -0.0204 0.7207 0.1236
-9.000 -0.2426 0.10414 0.09911 -0.0193 0.7143 0.1257
-8.750 -0.2318 0.10152 0.09646 -0.0194 0.7099 0.1286
-8.500 -0.2307 0.09906 0.09399 -0.0210 0.7062 0.1330
-8.250 -0.2835 0.09743 0.09251 -0.0306 0.7033 0.1365
-8.000 -0.2397 0.09270 0.08776 -0.0268 0.6971 0.1388
-7.750 -0.2200 0.09013 0.08514 -0.0255 0.6923 0.1419
-7.500 -0.2168 0.08763 0.08262 -0.0260 0.6887 0.1459
-7.250 -0.2677 0.08607 0.08110 -0.0326 0.6860 0.1513
-7.000 -0.2613 0.08188 0.07695 -0.0339 0.6812 0.1532
-6.750 -0.2342 0.07892 0.07403 -0.0322 0.6764 0.1556
-6.500 -0.2231 0.07658 0.07167 -0.0318 0.6727 0.1594
-6.250 -0.2580 0.07516 0.06994 -0.0361 0.6706 0.1686
-6.000 -0.2330 0.07116 0.06608 -0.0351 0.6663 0.1705
-5.750 -0.2127 0.06875 0.06374 -0.0350 0.6609 0.1739
-5.500 -0.2226 0.06773 0.06236 -0.0370 0.6572 0.1859
-5.250 -0.2029 0.06399 0.05873 -0.0359 0.6535 0.1881
-5.000 -0.1863 0.06184 0.05658 -0.0344 0.6505 0.1928
-4.750 -0.1809 0.06014 0.05465 -0.0352 0.6472 0.2055
-4.500 -0.1875 0.04422 0.03696 -0.0362 0.6455 0.1076
-4.250 -0.1687 0.04206 0.03463 -0.0359 0.6405 0.1060
-4.000 -0.1510 0.03979 0.03199 -0.0345 0.6364 0.1048
-3.750 -0.1318 0.03779 0.02958 -0.0328 0.6331 0.1050
-3.500 -0.1113 0.03626 0.02757 -0.0309 0.6305 0.1073
-3.250 -0.0886 0.03558 0.02658 -0.0311 0.6255 0.1095
-3.000 -0.0649 0.03495 0.02598 -0.0316 0.6202 0.1123
-2.750 -0.0403 0.03427 0.02518 -0.0310 0.6161 0.1157
-2.500 -0.0148 0.03342 0.02402 -0.0297 0.6130 0.1214
-2.250 0.0109 0.03255 0.02314 -0.0285 0.6107 0.1284
-2.000 0.0322 0.03351 0.02408 -0.0301 0.6038 0.1358
-1.750 0.0549 0.03358 0.02430 -0.0301 0.5989 0.1455
-1.500 0.0797 0.03330 0.02403 -0.0292 0.5953 0.1596
-1.250 0.1055 0.03290 0.02360 -0.0279 0.5927 0.1787
-1.000 0.1230 0.03397 0.02477 -0.0280 0.5874 0.1966
-0.750 0.1359 0.03536 0.02628 -0.0283 0.5805 0.2135
-0.500 0.1600 0.03527 0.02617 -0.0274 0.5767 0.2393
-0.250 0.1881 0.03458 0.02563 -0.0264 0.5741 0.2691
0.000 0.2185 0.03373 0.02492 -0.0253 0.5722 0.3097
0.250 0.2047 0.03791 0.02929 -0.0263 0.5605 0.3188
0.500 0.2397 0.03702 0.02878 -0.0267 0.5570 0.3866
0.750 0.5069 0.03244 0.02531 -0.0614 0.5544 1.0000
1.000 0.5150 0.03549 0.02843 -0.0626 0.5449 1.0000
1.250 0.5330 0.03617 0.02900 -0.0615 0.5397 1.0000
1.500 0.5570 0.03579 0.02847 -0.0594 0.5367 1.0000
1.750 0.5833 0.03511 0.02760 -0.0572 0.5347 1.0000
2.000 0.5713 0.03990 0.03256 -0.0580 0.5214 1.0000
2.250 0.5976 0.03934 0.03187 -0.0560 0.5184 1.0000
2.500 0.6268 0.03846 0.03083 -0.0540 0.5164 1.0000
2.750 0.6574 0.03746 0.02967 -0.0520 0.5149 1.0000
3.000 0.6254 0.04353 0.03594 -0.0515 0.4995 1.0000
3.250 0.5812 0.04931 0.04180 -0.0490 0.4868 1.0000
3.500 0.6014 0.04952 0.04193 -0.0473 0.4823 1.0000
3.750 0.6396 0.04831 0.04062 -0.0459 0.4802 1.0000
4.000 0.6791 0.04676 0.03897 -0.0443 0.4788 1.0000
4.250 0.7196 0.04505 0.03715 -0.0428 0.4779 1.0000
4.500 0.6458 0.05282 0.04501 -0.0389 0.4612 1.0000
4.750 0.5655 0.05931 0.05152 -0.0329 0.4473 1.0000
5.000 0.5972 0.05899 0.05113 -0.0318 0.4445 1.0000
5.250 0.6395 0.05793 0.05001 -0.0311 0.4428 1.0000
5.500 0.5786 0.06413 0.05622 -0.0278 0.4290 1.0000
5.750 0.6141 0.06340 0.05543 -0.0267 0.4266 1.0000
6.000 0.6546 0.06232 0.05429 -0.0256 0.4251 1.0000
6.250 0.5830 0.07059 0.06260 -0.0240 0.4120 1.0000
6.500 0.6128 0.07048 0.06244 -0.0229 0.4096 1.0000
6.750 0.5739 0.07663 0.06862 -0.0224 0.4019 1.0000
7.000 0.5752 0.07910 0.07108 -0.0217 0.3971 1.0000
7.250 0.6008 0.07941 0.07134 -0.0207 0.3939 1.0000
7.500 0.5133 0.09754 0.08971 -0.0264 0.4409 1.0000
7.750 0.4842 0.09998 0.09216 -0.0256 0.4359 1.0000
8.000 0.4907 0.10201 0.09418 -0.0252 0.4317 1.0000
8.250 0.5070 0.10397 0.09613 -0.0248 0.4285 1.0000
8.500 0.5438 0.10609 0.09822 -0.0246 0.4257 1.0000
8.750 0.5604 0.10933 0.10145 -0.0246 0.4243 1.0000
9.000 0.5193 0.11089 0.10304 -0.0238 0.4159 1.0000
9.250 0.5403 0.11262 0.10475 -0.0234 0.4111 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)