GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 42.35 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe620-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe620-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 620 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.1010 0.11473 0.10975 -0.0786 0.9370 0.1595
-9.000 -0.1451 0.11513 0.11023 -0.0796 0.9263 0.1650
-8.750 -0.1286 0.11042 0.10551 -0.0821 0.9227 0.1668
-8.500 -0.0855 0.10642 0.10147 -0.0837 0.9208 0.1701
-8.250 -0.0848 0.10514 0.10021 -0.0818 0.9132 0.1740
-8.000 -0.1353 0.10470 0.09984 -0.0862 0.9041 0.1812
-7.750 -0.0874 0.09915 0.09424 -0.0879 0.9029 0.1840
-7.500 -0.0891 0.09821 0.09334 -0.0836 0.8941 0.1859
-7.250 -0.0744 0.09572 0.09084 -0.0845 0.8891 0.1899
-7.000 -0.1047 0.09465 0.08982 -0.0851 0.8811 0.1968
-6.750 -0.2372 0.07588 0.07091 -0.0956 0.8669 0.1354
-6.500 -0.3534 0.05515 0.04881 -0.0972 0.8543 0.1106
-6.250 -0.3321 0.05108 0.04430 -0.0989 0.8502 0.1103
-6.000 -0.3237 0.04859 0.04133 -0.0977 0.8439 0.1108
-5.750 -0.3136 0.04688 0.03949 -0.0961 0.8367 0.1121
-5.500 -0.2804 0.04549 0.03807 -0.0975 0.8323 0.1145
-5.250 -0.2412 0.04340 0.03564 -0.0999 0.8294 0.1166
-5.000 -0.2501 0.04314 0.03522 -0.0948 0.8187 0.1173
-4.750 -0.2176 0.04160 0.03328 -0.0957 0.8141 0.1203
-4.500 -0.1758 0.04004 0.03137 -0.0979 0.8112 0.1245
-4.250 -0.1814 0.04025 0.03159 -0.0932 0.8002 0.1261
-4.000 -0.1465 0.03942 0.03066 -0.0942 0.7957 0.1308
-3.750 -0.1030 0.03827 0.02924 -0.0963 0.7928 0.1372
-3.500 -0.1081 0.03869 0.02975 -0.0917 0.7813 0.1400
-3.250 -0.0726 0.03810 0.02905 -0.0926 0.7769 0.1488
-3.000 -0.0291 0.03723 0.02825 -0.0946 0.7743 0.1608
-2.750 -0.0354 0.03787 0.02883 -0.0899 0.7621 0.1669
-2.500 0.0004 0.03730 0.02841 -0.0908 0.7580 0.1874
-2.250 0.0428 0.03664 0.02788 -0.0925 0.7555 0.2239
-2.000 0.0324 0.03769 0.02892 -0.0874 0.7428 0.2370
-1.750 0.0700 0.03738 0.02864 -0.0883 0.7389 0.2721
-1.500 0.1133 0.03692 0.02831 -0.0900 0.7366 0.3025
-1.250 0.0994 0.03834 0.02966 -0.0848 0.7232 0.3120
-1.000 0.1377 0.03799 0.02943 -0.0858 0.7199 0.3383
-0.750 0.1394 0.03903 0.03045 -0.0825 0.7095 0.3541
-0.500 0.1653 0.03911 0.03063 -0.0820 0.7038 0.3788
-0.250 0.2045 0.03870 0.03027 -0.0829 0.7009 0.4083
0.000 0.2422 0.03830 0.02989 -0.0838 0.6978 0.4357
0.250 0.2310 0.03980 0.03147 -0.0792 0.6846 0.4457
0.500 0.2725 0.03919 0.03090 -0.0805 0.6821 0.4766
0.750 0.3122 0.03862 0.03045 -0.0814 0.6795 0.5102
1.000 0.2973 0.04046 0.03238 -0.0767 0.6658 0.5241
1.250 0.3398 0.03965 0.03170 -0.0778 0.6634 0.5706
1.500 0.3915 0.03851 0.03078 -0.0803 0.6620 0.6369
1.750 0.5042 0.03626 0.02940 -0.0940 0.6618 1.0000
2.000 0.4819 0.03901 0.03205 -0.0890 0.6461 1.0000
2.250 0.5156 0.03893 0.03176 -0.0896 0.6417 1.0000
2.500 0.5838 0.03669 0.02927 -0.0933 0.6434 1.0000
2.750 0.5635 0.03937 0.03191 -0.0883 0.6278 1.0000
3.000 0.6022 0.03862 0.03103 -0.0889 0.6239 1.0000
3.250 0.6696 0.03595 0.02818 -0.0921 0.6252 1.0000
3.500 0.6524 0.03853 0.03074 -0.0874 0.6102 1.0000
3.750 0.7058 0.03665 0.02874 -0.0891 0.6094 1.0000
4.000 0.7618 0.03483 0.02681 -0.0915 0.6086 1.0000
4.250 0.6960 0.04086 0.03290 -0.0828 0.5855 1.0000
4.500 0.7605 0.03799 0.02992 -0.0851 0.5875 1.0000
4.750 0.8286 0.03529 0.02712 -0.0885 0.5887 1.0000
5.000 0.9150 0.03217 0.02387 -0.0948 0.5903 1.0000
5.250 0.8341 0.03801 0.02980 -0.0828 0.5688 1.0000
5.500 0.9082 0.03496 0.02666 -0.0868 0.5702 1.0000
5.750 1.0149 0.03116 0.02273 -0.0960 0.5724 1.0000
6.000 0.9033 0.03836 0.03007 -0.0802 0.5491 1.0000
6.250 0.9936 0.03436 0.02597 -0.0858 0.5512 1.0000
6.500 1.0041 0.03503 0.02663 -0.0835 0.5420 1.0000
6.750 1.0949 0.03164 0.02311 -0.0903 0.5397 1.0000
7.000 1.0730 0.03377 0.02530 -0.0840 0.5281 1.0000
7.250 1.1477 0.03137 0.02277 -0.0891 0.5229 1.0000
7.500 1.1762 0.03132 0.02268 -0.0890 0.5150 1.0000
7.750 1.1910 0.03176 0.02311 -0.0870 0.5061 1.0000
8.000 1.2556 0.03065 0.02188 -0.0919 0.4998 1.0000
8.250 1.2291 0.03253 0.02387 -0.0845 0.4895 1.0000
8.500 1.3096 0.03092 0.02207 -0.0914 0.4829 1.0000
8.750 1.2657 0.03339 0.02472 -0.0818 0.4728 1.0000
9.000 1.3385 0.03195 0.02309 -0.0875 0.4660 1.0000
9.250 1.2998 0.03442 0.02574 -0.0790 0.4566 1.0000
9.500 1.3528 0.03355 0.02475 -0.0819 0.4494 1.0000
9.750 1.3355 0.03543 0.02674 -0.0764 0.4409 1.0000
10.000 1.3620 0.03551 0.02679 -0.0762 0.4334 1.0000
10.250 1.3809 0.03608 0.02735 -0.0751 0.4263 1.0000
10.500 1.3696 0.03783 0.02920 -0.0708 0.4183 1.0000
10.750 1.4422 0.03618 0.02735 -0.0758 0.4120 1.0000
11.000 1.3879 0.03990 0.03135 -0.0670 0.4045 1.0000
11.250 1.4184 0.03978 0.03119 -0.0672 0.3980 1.0000
11.500 1.4343 0.04049 0.03192 -0.0660 0.3914 1.0000
11.750 1.4081 0.04341 0.03500 -0.0612 0.3843 1.0000
12.000 1.4708 0.04158 0.03302 -0.0641 0.3784 1.0000
12.250 1.4339 0.04529 0.03695 -0.0586 0.3721 1.0000
12.500 1.4252 0.04754 0.03930 -0.0558 0.3655 1.0000
12.750 1.5067 0.04436 0.03591 -0.0598 0.3595 1.0000
13.000 1.4223 0.05153 0.04345 -0.0519 0.3531 1.0000
13.250 1.4486 0.05135 0.04327 -0.0515 0.3467 1.0000
13.500 1.4787 0.05104 0.04293 -0.0514 0.3401 1.0000
13.750 1.4033 0.05900 0.05118 -0.0463 0.3327 1.0000
14.000 1.5233 0.05129 0.04314 -0.0502 0.3252 1.0000
14.250 1.3988 0.06357 0.05588 -0.0435 0.3180 1.0000
14.500 1.5221 0.05469 0.04666 -0.0465 0.3098 1.0000
14.750 1.4266 0.06494 0.05729 -0.0417 0.3023 1.0000
15.000 1.5233 0.05823 0.05029 -0.0433 0.2933 1.0000
15.250 1.4337 0.06853 0.06096 -0.0396 0.2854 1.0000
15.500 1.5475 0.06031 0.05232 -0.0414 0.2757 1.0000
15.750 1.4300 0.07363 0.06615 -0.0377 0.2687 1.0000
16.000 1.5315 0.06589 0.05804 -0.0384 0.2603 1.0000
16.250 1.4256 0.07926 0.07185 -0.0364 0.2541 1.0000
16.500 1.4095 0.08382 0.07650 -0.0361 0.2474 1.0000
16.750 1.5058 0.07578 0.06819 -0.0355 0.2420 1.0000
17.500 1.4924 0.08523 0.07786 -0.0341 0.2272 1.0000
17.750 0.9450 0.19209 0.18523 -0.0753 0.2282 1.0000
18.000 0.9608 0.19559 0.18878 -0.0757 0.2273 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)