GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 5.02 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe744-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe744-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 744 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3141 0.16378 0.15893 0.0200 0.7060 0.0599
-13.000 -0.3010 0.16007 0.15520 0.0193 0.7012 0.0607
-12.750 -0.2908 0.15711 0.15220 0.0183 0.6976 0.0618
-12.500 -0.2813 0.15434 0.14941 0.0169 0.6943 0.0631
-12.250 -0.2709 0.15152 0.14662 0.0143 0.6901 0.0650
-12.000 -0.2660 0.14964 0.14475 0.0115 0.6863 0.0663
-11.750 -0.2710 0.14945 0.14458 0.0076 0.6836 0.0669
-11.500 -0.2562 0.14460 0.13970 0.0073 0.6796 0.0674
-11.250 -0.2412 0.14048 0.13551 0.0077 0.6762 0.0683
-11.000 -0.2270 0.13716 0.13224 0.0059 0.6721 0.0695
-10.750 -0.2157 0.13429 0.12939 0.0040 0.6683 0.0708
-10.500 -0.2068 0.13163 0.12672 0.0022 0.6648 0.0724
-10.250 -0.2012 0.12939 0.12448 0.0002 0.6618 0.0741
-10.000 -0.2064 0.12877 0.12387 -0.0033 0.6597 0.0753
-9.750 -0.2186 0.12884 0.12394 -0.0076 0.6578 0.0756
-9.500 -0.1812 0.12138 0.11649 -0.0054 0.6528 0.0769
-9.250 -0.1650 0.11813 0.11327 -0.0065 0.6486 0.0787
-9.000 -0.1548 0.11558 0.11073 -0.0080 0.6453 0.0807
-8.750 -0.1489 0.11340 0.10855 -0.0099 0.6424 0.0831
-8.500 -0.1549 0.11268 0.10784 -0.0136 0.6402 0.0849
-8.250 -0.1713 0.11275 0.10795 -0.0191 0.6383 0.0854
-8.000 -0.1392 0.10659 0.10178 -0.0166 0.6344 0.0865
-7.750 -0.1182 0.10320 0.09844 -0.0175 0.6296 0.0882
-7.500 -0.1066 0.10071 0.09599 -0.0189 0.6260 0.0903
-7.250 -0.0999 0.09849 0.09377 -0.0207 0.6231 0.0927
-7.000 -0.1019 0.09690 0.09219 -0.0235 0.6206 0.0951
-6.750 -0.1229 0.09773 0.09299 -0.0292 0.6189 0.0965
-6.500 -0.1171 0.09445 0.08967 -0.0298 0.6168 0.0973
-6.250 -0.0870 0.09027 0.08566 -0.0299 0.6106 0.0991
-6.000 -0.0724 0.08796 0.08338 -0.0308 0.6064 0.1014
-5.750 -0.0633 0.08602 0.08142 -0.0322 0.6033 0.1043
-5.500 -0.0652 0.08789 0.08298 -0.0416 0.6011 0.1097
-5.250 -0.0537 0.08253 0.07773 -0.0381 0.5988 0.1109
-5.000 -0.0376 0.07986 0.07513 -0.0371 0.5949 0.1131
-4.750 -0.0189 0.07849 0.07385 -0.0399 0.5886 0.1171
-4.500 -0.0058 0.07871 0.07379 -0.0464 0.5850 0.1248
-4.250 0.0061 0.07511 0.07028 -0.0443 0.5820 0.1263
-4.000 0.0185 0.07270 0.06784 -0.0423 0.5797 0.1290
-3.750 0.0320 0.07085 0.06587 -0.0411 0.5778 0.1344
-3.500 0.0508 0.07191 0.06692 -0.0487 0.5683 0.1415
-3.250 0.0629 0.06990 0.06498 -0.0476 0.5645 0.1441
-3.000 0.0779 0.06829 0.06330 -0.0464 0.5617 0.1500
-2.750 0.0956 0.06666 0.06141 -0.0463 0.5597 0.1589
-2.500 0.0983 0.06813 0.06307 -0.0488 0.5504 0.1610
-2.250 0.1081 0.06780 0.06273 -0.0485 0.5456 0.1665
-2.000 0.1256 0.06663 0.06134 -0.0480 0.5427 0.1768
-1.750 0.1444 0.06434 0.05900 -0.0456 0.5407 0.1848
-1.500 0.1603 0.06339 0.05789 -0.0446 0.5375 0.1961
-0.750 -0.0147 0.08467 0.07963 -0.0417 0.5689 0.1753
-0.500 0.1144 0.07090 0.06540 -0.0407 0.5112 0.2128
-0.250 0.1099 0.07112 0.06566 -0.0384 0.5077 0.2159
0.000 0.1384 0.06957 0.06394 -0.0377 0.5042 0.2330
0.250 0.0222 0.08289 0.07771 -0.0370 0.5490 0.2023
0.500 0.0466 0.08203 0.07671 -0.0365 0.5431 0.2167
0.750 0.0967 0.08115 0.07564 -0.0368 0.5379 0.2398
1.000 0.0613 0.08261 0.07713 -0.0342 0.5324 0.2363
1.250 0.0732 0.08257 0.07698 -0.0333 0.5265 0.2516
1.500 0.1096 0.08169 0.07599 -0.0327 0.5217 0.2758
1.750 0.1459 0.08162 0.07582 -0.0321 0.5190 0.3121
2.000 0.1888 0.07537 0.06764 -0.0311 0.4889 0.1139
2.250 0.2110 0.07582 0.06756 -0.0302 0.4865 0.1092
2.500 0.2294 0.07658 0.06819 -0.0299 0.4851 0.1084
2.750 0.2546 0.07732 0.06875 -0.0297 0.4837 0.1074
3.000 0.2793 0.07859 0.06985 -0.0298 0.4828 0.1070
3.250 0.2876 0.07794 0.06905 -0.0280 0.4662 0.1075
3.500 0.3063 0.07953 0.07052 -0.0279 0.4654 0.1088
3.750 0.3269 0.08123 0.07223 -0.0282 0.4647 0.1127
4.000 0.2731 0.08604 0.07708 -0.0275 0.4713 0.1088
4.250 0.2999 0.08707 0.07813 -0.0278 0.4676 0.1136
4.500 0.3501 0.08848 0.07949 -0.0285 0.4646 0.1214
4.750 0.3705 0.09133 0.08232 -0.0300 0.4632 0.1259
5.000 0.3316 0.09209 0.08309 -0.0278 0.4532 0.1232
5.250 0.3656 0.09382 0.08488 -0.0296 0.4494 0.1341
5.500 0.4663 0.09614 0.08947 -0.0414 0.4467 0.8477
5.750 0.4626 0.10099 0.09440 -0.0497 0.4413 1.0000
6.000 0.4732 0.10251 0.09567 -0.0489 0.4347 1.0000
6.250 0.4977 0.10433 0.09727 -0.0483 0.4315 1.0000
6.500 0.5300 0.10681 0.09955 -0.0480 0.4298 1.0000
6.750 0.5533 0.11014 0.10275 -0.0479 0.4287 1.0000
7.000 0.5031 0.11136 0.10410 -0.0472 0.4206 1.0000
7.250 0.5193 0.11319 0.10581 -0.0467 0.4166 1.0000
7.500 0.5444 0.11534 0.10784 -0.0462 0.4141 1.0000
7.750 0.5791 0.11842 0.11079 -0.0461 0.4126 1.0000
8.000 0.5383 0.12022 0.11266 -0.0459 0.4062 1.0000
8.250 0.5491 0.12213 0.11452 -0.0456 0.4016 1.0000
8.500 0.5671 0.12423 0.11654 -0.0453 0.3989 1.0000
8.750 0.5927 0.12682 0.11904 -0.0449 0.3970 1.0000
9.000 0.6265 0.13053 0.12267 -0.0449 0.3959 1.0000
9.250 0.5812 0.13121 0.12343 -0.0450 0.3870 1.0000
9.500 0.5963 0.13326 0.12542 -0.0447 0.3837 1.0000
9.750 0.6169 0.13564 0.12775 -0.0445 0.3816 1.0000
10.000 0.6428 0.13881 0.13088 -0.0443 0.3803 1.0000
10.250 0.6155 0.14062 0.13272 -0.0449 0.3743 1.0000
10.500 0.6263 0.14250 0.13458 -0.0448 0.3691 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)