GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 38.69 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe07k-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe07k-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 7K 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.5262 0.11180 0.10758 -0.0210 1.0000 0.0744
-7.250 -0.5492 0.11005 0.10590 -0.0200 1.0000 0.0749
-7.000 -0.5636 0.10742 0.10328 -0.0212 1.0000 0.0753
-6.750 -0.5761 0.10443 0.10024 -0.0242 1.0000 0.0758
-6.500 -0.5854 0.10136 0.09700 -0.0269 1.0000 0.0762
-6.250 -0.5790 0.09582 0.09170 -0.0208 1.0000 0.0779
-6.000 -0.5769 0.09292 0.08882 -0.0180 1.0000 0.0798
-5.750 -0.5762 0.08984 0.08573 -0.0170 1.0000 0.0823
-5.500 -0.5749 0.08623 0.08206 -0.0177 1.0000 0.0858
-5.250 -0.5701 0.08261 0.07786 -0.0248 1.0000 0.0908
-5.000 -0.5666 0.07741 0.07293 -0.0216 1.0000 0.0926
-4.750 -0.5607 0.07461 0.07016 -0.0194 1.0000 0.0953
-4.500 -0.5513 0.07153 0.06694 -0.0194 1.0000 0.1016
-4.250 -0.5416 0.06732 0.06250 -0.0203 1.0000 0.1079
-4.000 -0.5322 0.06496 0.06011 -0.0186 1.0000 0.1153
-3.750 -0.5215 0.06170 0.05667 -0.0183 1.0000 0.1247
-3.500 -0.5104 0.05901 0.05383 -0.0175 1.0000 0.1387
-3.250 -0.4983 0.05665 0.05129 -0.0165 1.0000 0.1526
-3.000 -0.4867 0.05437 0.04893 -0.0151 1.0000 0.1679
-2.750 -0.4751 0.05228 0.04679 -0.0133 1.0000 0.1850
-2.500 -0.4640 0.05038 0.04479 -0.0115 1.0000 0.2124
-1.750 -0.3894 0.03975 0.03195 -0.0074 1.0000 0.1180
-1.500 -0.3648 0.03699 0.02808 -0.0040 1.0000 0.0910
-1.250 -0.3460 0.03514 0.02599 -0.0023 1.0000 0.0892
-1.000 -0.3274 0.03368 0.02422 -0.0006 1.0000 0.0928
-0.750 -0.3070 0.03262 0.02289 0.0009 1.0000 0.0935
-0.500 -0.2863 0.03182 0.02194 0.0021 1.0000 0.0962
-0.250 -0.2610 0.03162 0.02153 0.0025 0.9988 0.1033
0.000 -0.2324 0.03141 0.02120 0.0022 0.9968 0.1080
0.250 -0.2035 0.03182 0.02157 0.0018 0.9948 0.1189
0.500 -0.1810 0.03150 0.02136 0.0023 0.9933 0.1263
0.750 -0.1537 0.03176 0.02163 0.0019 0.9900 0.1385
1.000 -0.1226 0.03254 0.02246 0.0007 0.9869 0.1578
1.250 0.0260 0.03365 0.02584 -0.0264 0.9946 1.0000
1.500 0.0527 0.03436 0.02636 -0.0274 0.9897 1.0000
1.750 0.0877 0.03601 0.02783 -0.0299 0.9852 1.0000
2.000 0.1130 0.03645 0.02815 -0.0307 0.9778 1.0000
2.250 0.1409 0.03748 0.02909 -0.0320 0.9720 1.0000
2.500 0.1792 0.03889 0.03039 -0.0352 0.9623 1.0000
2.750 0.2523 0.03881 0.03020 -0.0436 0.9171 1.0000
3.000 0.2939 0.03930 0.03063 -0.0466 0.9016 1.0000
3.250 0.3263 0.03972 0.03103 -0.0480 0.8889 1.0000
3.500 0.3569 0.04017 0.03147 -0.0491 0.8775 1.0000
3.750 0.3940 0.04073 0.03204 -0.0512 0.8681 1.0000
4.000 0.4253 0.04114 0.03248 -0.0523 0.8582 1.0000
4.250 0.4494 0.04149 0.03287 -0.0522 0.8468 1.0000
4.500 0.4774 0.04192 0.03335 -0.0528 0.8366 1.0000
4.750 0.5178 0.04233 0.03382 -0.0553 0.8295 1.0000
5.000 0.5397 0.04266 0.03424 -0.0548 0.8177 1.0000
5.250 0.5647 0.04302 0.03470 -0.0548 0.8067 1.0000
5.500 0.6119 0.04303 0.03482 -0.0580 0.8004 1.0000
5.750 0.6471 0.04260 0.03455 -0.0588 0.7875 1.0000
6.000 0.6862 0.04176 0.03386 -0.0598 0.7739 1.0000
6.250 0.7266 0.04063 0.03290 -0.0608 0.7604 1.0000
6.500 0.7771 0.03848 0.03101 -0.0623 0.7464 1.0000
6.750 0.8238 0.03625 0.02903 -0.0631 0.7325 1.0000
7.000 0.8815 0.03259 0.02571 -0.0643 0.7175 1.0000
7.250 0.9182 0.02917 0.02254 -0.0617 0.6915 1.0000
7.500 0.9358 0.02732 0.02086 -0.0572 0.6515 1.0000
7.750 0.9635 0.02490 0.01615 -0.0511 0.2758 1.0000
8.000 0.9477 0.02780 0.01785 -0.0448 0.1470 1.0000
8.250 0.9475 0.02973 0.01939 -0.0407 0.1135 1.0000
8.500 0.9528 0.03140 0.02098 -0.0373 0.0978 1.0000
8.750 0.9652 0.03303 0.02247 -0.0350 0.0849 1.0000
9.000 0.9917 0.03443 0.02381 -0.0346 0.0759 1.0000
9.250 1.0432 0.03637 0.02579 -0.0377 0.0671 1.0000
9.500 1.1430 0.04120 0.03077 -0.0492 0.0594 1.0000
9.750 1.1685 0.04350 0.03354 -0.0485 0.0571 1.0000
10.000 1.1891 0.04607 0.03652 -0.0473 0.0547 1.0000
10.250 1.2105 0.04971 0.04065 -0.0461 0.0548 1.0000
10.500 1.2208 0.05351 0.04491 -0.0433 0.0557 1.0000
10.750 1.2247 0.05746 0.04926 -0.0397 0.0571 1.0000
11.000 1.2323 0.06260 0.05474 -0.0376 0.0591 1.0000
11.250 1.2482 0.06712 0.05952 -0.0362 0.0614 1.0000
11.500 1.1867 0.06822 0.06139 -0.0221 0.0678 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il)