GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 61.71 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe81-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe81-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 81 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2886 0.10672 0.10230 -0.0246 1.0000 0.0480
-7.500 -0.3059 0.10706 0.10275 -0.0220 1.0000 0.0481
-7.250 -0.3202 0.10730 0.10310 -0.0211 1.0000 0.0483
-7.000 -0.3308 0.10744 0.10331 -0.0216 1.0000 0.0484
-6.750 -0.3345 0.10726 0.10317 -0.0242 0.9997 0.0486
-6.500 -0.3225 0.10006 0.09603 -0.0215 0.9968 0.0493
-6.250 -0.3033 0.09489 0.09083 -0.0219 0.9929 0.0507
-6.000 -0.2766 0.09074 0.08667 -0.0273 0.9864 0.0527
-5.750 -0.2463 0.08692 0.08280 -0.0345 0.9790 0.0556
-5.500 -0.1718 0.08566 0.08124 -0.0602 0.9673 0.0597
-5.250 -0.1662 0.07920 0.07490 -0.0565 0.9626 0.0607
-5.000 -0.1419 0.07480 0.07049 -0.0585 0.9585 0.0629
-4.750 -0.1178 0.07173 0.06738 -0.0622 0.9498 0.0657
-4.250 -0.0260 0.06470 0.06004 -0.0814 0.9349 0.0738
-4.000 0.0063 0.06054 0.05588 -0.0845 0.9304 0.0782
-3.750 0.0732 0.05926 0.05412 -0.0975 0.9200 0.0866
-3.500 0.1009 0.05356 0.04857 -0.0995 0.9160 0.0895
-3.250 0.1519 0.05234 0.04701 -0.1065 0.9071 0.1001
-3.000 0.1865 0.04767 0.04237 -0.1103 0.9025 0.1040
-2.750 0.2390 0.04495 0.03942 -0.1172 0.8992 0.1176
-2.500 0.2599 0.04302 0.03750 -0.1173 0.8893 0.1262
-2.250 0.3037 0.04038 0.03471 -0.1218 0.8850 0.1396
-2.000 0.3327 0.03872 0.03294 -0.1234 0.8760 0.1533
-1.750 0.3759 0.03714 0.03112 -0.1271 0.8703 0.1794
-1.500 0.4015 0.03514 0.02912 -0.1277 0.8619 0.1975
-1.250 0.4343 0.03325 0.02717 -0.1293 0.8551 0.2292
-1.000 0.4595 0.03158 0.02550 -0.1296 0.8466 0.2755
-0.750 0.4855 0.02948 0.02344 -0.1298 0.8392 0.3484
-0.500 0.5091 0.02773 0.02174 -0.1292 0.8303 0.3994
-0.250 0.5432 0.02627 0.02017 -0.1300 0.8229 0.4411
0.000 0.5737 0.02519 0.01898 -0.1303 0.8129 0.4568
0.500 0.6760 0.02515 0.01723 -0.1334 0.7952 0.1421
0.750 0.7098 0.02394 0.01568 -0.1330 0.7871 0.1205
1.000 0.7394 0.02338 0.01484 -0.1321 0.7767 0.1146
1.250 0.7665 0.02255 0.01396 -0.1313 0.7653 0.1109
1.500 0.7961 0.02174 0.01302 -0.1305 0.7554 0.1066
1.750 0.8249 0.02109 0.01224 -0.1296 0.7446 0.1045
2.000 0.8504 0.02063 0.01177 -0.1284 0.7316 0.1045
2.250 0.8767 0.02024 0.01133 -0.1273 0.7187 0.1062
2.500 0.9040 0.01995 0.01095 -0.1265 0.7058 0.1131
2.750 0.9320 0.01966 0.01058 -0.1258 0.6929 0.1236
3.000 0.9603 0.01943 0.01029 -0.1251 0.6796 0.1429
3.250 0.9843 0.01797 0.01014 -0.1236 0.6660 1.0000
3.500 1.0102 0.01813 0.01003 -0.1226 0.6510 1.0000
3.750 1.0357 0.01832 0.01005 -0.1217 0.6358 1.0000
4.000 1.0609 0.01855 0.01017 -0.1208 0.6210 1.0000
4.250 1.0860 0.01880 0.01033 -0.1201 0.6066 1.0000
4.500 1.1109 0.01907 0.01053 -0.1193 0.5925 1.0000
4.750 1.1359 0.01931 0.01073 -0.1185 0.5787 1.0000
5.000 1.1610 0.01955 0.01092 -0.1178 0.5656 1.0000
5.250 1.1868 0.01978 0.01108 -0.1172 0.5538 1.0000
5.500 1.2116 0.02005 0.01134 -0.1165 0.5414 1.0000
5.750 1.2354 0.02035 0.01169 -0.1157 0.5281 1.0000
6.000 1.2593 0.02064 0.01199 -0.1149 0.5151 1.0000
6.250 1.2833 0.02094 0.01229 -0.1141 0.5022 1.0000
6.500 1.3075 0.02126 0.01260 -0.1133 0.4898 1.0000
6.750 1.3320 0.02160 0.01292 -0.1126 0.4773 1.0000
7.000 1.3558 0.02197 0.01324 -0.1118 0.4636 1.0000
7.250 1.3789 0.02239 0.01364 -0.1109 0.4491 1.0000
7.500 1.4008 0.02289 0.01416 -0.1098 0.4340 1.0000
7.750 1.4221 0.02343 0.01474 -0.1087 0.4190 1.0000
8.000 1.4429 0.02401 0.01538 -0.1076 0.4042 1.0000
8.250 1.4630 0.02461 0.01605 -0.1063 0.3892 1.0000
8.500 1.4821 0.02520 0.01674 -0.1049 0.3735 1.0000
8.750 1.5003 0.02579 0.01740 -0.1034 0.3574 1.0000
9.000 1.5172 0.02636 0.01801 -0.1016 0.3403 1.0000
9.250 1.5295 0.02696 0.01875 -0.0992 0.3204 1.0000
9.500 1.5405 0.02757 0.01942 -0.0967 0.3000 1.0000
9.750 1.5504 0.02829 0.02012 -0.0941 0.2809 1.0000
10.000 1.5585 0.02919 0.02104 -0.0913 0.2623 1.0000
10.250 1.5654 0.03018 0.02207 -0.0885 0.2453 1.0000
10.500 1.5710 0.03126 0.02317 -0.0855 0.2313 1.0000
10.750 1.5751 0.03244 0.02436 -0.0825 0.2185 1.0000
11.000 1.5777 0.03375 0.02567 -0.0795 0.2062 1.0000
11.250 1.5794 0.03519 0.02724 -0.0768 0.1938 1.0000
11.500 1.5816 0.03678 0.02896 -0.0743 0.1823 1.0000
11.750 1.5825 0.03856 0.03084 -0.0720 0.1715 1.0000
12.000 1.5798 0.04067 0.03300 -0.0698 0.1597 1.0000
12.250 1.5742 0.04315 0.03551 -0.0678 0.1475 1.0000
12.500 1.5669 0.04601 0.03836 -0.0661 0.1359 1.0000
12.750 1.5575 0.04928 0.04167 -0.0645 0.1238 1.0000
13.000 1.5460 0.05302 0.04551 -0.0634 0.1110 1.0000
13.250 1.5323 0.05728 0.04986 -0.0627 0.0976 1.0000
13.500 1.5180 0.06191 0.05458 -0.0624 0.0846 1.0000
13.750 1.5049 0.06661 0.05931 -0.0625 0.0747 1.0000
14.000 1.4927 0.07122 0.06394 -0.0624 0.0684 1.0000
14.250 1.4812 0.07579 0.06846 -0.0624 0.0640 1.0000
14.500 1.4750 0.07958 0.07227 -0.0617 0.0598 1.0000
14.750 1.4706 0.08326 0.07601 -0.0613 0.0561 1.0000
15.000 1.4735 0.08542 0.07796 -0.0593 0.0520 1.0000
15.250 1.4710 0.08919 0.08200 -0.0593 0.0501 1.0000
15.500 1.4711 0.09252 0.08553 -0.0589 0.0481 1.0000
15.750 1.4719 0.09578 0.08894 -0.0585 0.0465 1.0000
16.000 1.4736 0.09891 0.09217 -0.0581 0.0450 1.0000
16.250 1.4803 0.10135 0.09465 -0.0569 0.0436 1.0000
16.500 1.4828 0.10487 0.09828 -0.0560 0.0424 1.0000
16.750 1.4700 0.11049 0.10419 -0.0581 0.0421 1.0000
17.000 1.4562 0.11654 0.11052 -0.0607 0.0419 1.0000
17.250 1.4410 0.12312 0.11736 -0.0639 0.0417 1.0000
17.500 1.4246 0.13025 0.12474 -0.0678 0.0417 1.0000
17.750 1.4062 0.13811 0.13285 -0.0725 0.0417 1.0000
18.000 1.3869 0.14660 0.14155 -0.0778 0.0419 1.0000
18.250 1.3664 0.15582 0.15097 -0.0839 0.0422 1.0000
18.500 1.3456 0.16569 0.16100 -0.0905 0.0426 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)