GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.4 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe07k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe07k-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.5233 0.11550 0.10957 -0.0149 1.0000 0.2075
-7.000 -0.5151 0.11164 0.10573 -0.0127 1.0000 0.2170
-6.750 -0.5403 0.11049 0.10469 -0.0105 1.0000 0.2216
-6.500 -0.5425 0.10721 0.10146 -0.0083 1.0000 0.2296
-6.250 -0.5623 0.10550 0.09982 -0.0078 1.0000 0.2375
-6.000 -0.5583 0.10200 0.09635 -0.0049 1.0000 0.2489
-5.750 -0.5644 0.09903 0.09343 -0.0032 1.0000 0.2604
-5.500 -0.5707 0.09611 0.09055 -0.0015 1.0000 0.2742
-5.250 -0.5735 0.09323 0.08767 0.0007 1.0000 0.2904
-5.000 -0.5773 0.09048 0.08495 0.0029 1.0000 0.3102
-4.750 -0.5828 0.08757 0.08207 0.0049 1.0000 0.3317
-4.500 -0.5874 0.08510 0.07963 0.0075 1.0000 0.3602
-4.250 -0.5802 0.08223 0.07683 0.0150 1.0000 0.3974
-3.750 -0.2401 0.06915 0.06298 0.0079 1.0000 0.9104
-3.500 -0.2818 0.06836 0.06234 0.0166 1.0000 0.8780
-3.250 -0.3300 0.06767 0.06184 0.0259 1.0000 0.8445
-3.000 -0.3808 0.06659 0.06096 0.0347 1.0000 0.8130
-2.750 -0.4294 0.06499 0.05953 0.0426 1.0000 0.7839
-2.500 -0.4378 0.05062 0.04236 -0.0154 1.0000 0.1961
-2.250 -0.4141 0.04746 0.03858 -0.0146 1.0000 0.1749
-2.000 -0.3915 0.04490 0.03532 -0.0133 1.0000 0.1619
-1.750 -0.3704 0.04248 0.03239 -0.0117 1.0000 0.1538
-1.500 -0.3475 0.04090 0.03002 -0.0099 1.0000 0.1495
-1.250 -0.3281 0.03921 0.02826 -0.0086 1.0000 0.1544
-1.000 -0.3058 0.03793 0.02662 -0.0074 1.0000 0.1568
-0.750 -0.2812 0.03686 0.02514 -0.0065 1.0000 0.1600
-0.500 -0.2568 0.03600 0.02408 -0.0059 1.0000 0.1696
-0.250 -0.2268 0.03542 0.02318 -0.0061 1.0000 0.1792
0.000 -0.1918 0.03506 0.02277 -0.0079 1.0000 0.1976
0.250 -0.1599 0.03483 0.02250 -0.0088 1.0000 0.2194
0.500 -0.1294 0.03461 0.02248 -0.0097 1.0000 0.2640
0.750 -0.0295 0.03434 0.02377 -0.0238 1.0000 1.0000
1.000 -0.0102 0.03490 0.02398 -0.0230 1.0000 1.0000
1.250 0.0089 0.03549 0.02431 -0.0222 1.0000 1.0000
1.500 0.0279 0.03611 0.02470 -0.0215 1.0000 1.0000
1.750 0.0466 0.03675 0.02516 -0.0208 1.0000 1.0000
2.000 0.0652 0.03743 0.02568 -0.0201 1.0000 1.0000
2.250 0.0835 0.03814 0.02624 -0.0194 1.0000 1.0000
2.500 0.1017 0.03889 0.02687 -0.0188 1.0000 1.0000
2.750 0.1195 0.03968 0.02756 -0.0182 1.0000 1.0000
3.000 0.1371 0.04051 0.02831 -0.0177 1.0000 1.0000
3.250 0.1544 0.04138 0.02911 -0.0171 1.0000 1.0000
3.500 0.1715 0.04229 0.02998 -0.0166 1.0000 1.0000
3.750 0.1881 0.04325 0.03092 -0.0161 1.0000 1.0000
4.000 0.2045 0.04427 0.03191 -0.0157 1.0000 1.0000
4.250 0.2206 0.04533 0.03298 -0.0152 1.0000 1.0000
4.500 0.2363 0.04645 0.03410 -0.0149 1.0000 1.0000
4.750 0.2516 0.04762 0.03530 -0.0145 1.0000 1.0000
5.000 0.2667 0.04885 0.03656 -0.0142 1.0000 1.0000
5.250 0.2814 0.05014 0.03790 -0.0140 1.0000 1.0000
5.500 0.2958 0.05148 0.03931 -0.0137 1.0000 1.0000
5.750 0.3099 0.05289 0.04077 -0.0136 1.0000 1.0000
6.000 0.3243 0.05436 0.04233 -0.0136 0.9996 1.0000
6.250 0.3539 0.05681 0.04490 -0.0170 0.9908 1.0000
6.500 0.3840 0.05933 0.04757 -0.0204 0.9789 1.0000
6.750 0.4228 0.06259 0.05104 -0.0253 0.9630 1.0000
7.000 0.4580 0.06474 0.05338 -0.0294 0.9378 1.0000
7.250 0.5712 0.06414 0.05327 -0.0410 0.8310 1.0000
7.500 0.6143 0.06461 0.05403 -0.0435 0.8024 1.0000
7.750 0.6468 0.06501 0.05470 -0.0445 0.7768 1.0000
8.000 0.6833 0.06519 0.05524 -0.0456 0.7511 1.0000
8.250 0.7916 0.05795 0.04880 -0.0485 0.6930 1.0000
8.500 0.8943 0.04505 0.03695 -0.0444 0.6260 1.0000
8.750 0.9119 0.03805 0.02716 -0.0280 0.2427 1.0000
9.000 0.9197 0.04061 0.02896 -0.0249 0.1839 1.0000
9.250 1.0521 0.04312 0.03095 -0.0365 0.1239 1.0000
9.500 1.1624 0.04898 0.03741 -0.0489 0.1074 1.0000
9.750 1.2264 0.05518 0.04378 -0.0558 0.0997 1.0000
10.000 1.2324 0.05807 0.04723 -0.0519 0.0988 1.0000
10.250 1.2474 0.06240 0.05197 -0.0499 0.0993 1.0000
10.500 1.2509 0.06585 0.05588 -0.0460 0.1004 1.0000
10.750 1.2237 0.06748 0.05809 -0.0372 0.1023 1.0000
11.000 1.2019 0.07020 0.06124 -0.0301 0.1045 1.0000
11.250 1.1812 0.07338 0.06476 -0.0240 0.1065 1.0000
11.500 1.1629 0.07688 0.06854 -0.0190 0.1085 1.0000
11.750 1.1489 0.08069 0.07255 -0.0151 0.1103 1.0000
12.000 1.1520 0.08629 0.07827 -0.0137 0.1125 1.0000
12.250 1.1075 0.08839 0.08071 -0.0077 0.1148 1.0000
12.500 1.0591 0.09245 0.08502 -0.0038 0.1164 1.0000
12.750 1.0164 0.09779 0.09052 -0.0024 0.1180 1.0000
13.000 0.9773 0.10427 0.09710 -0.0031 0.1201 1.0000
13.250 0.9511 0.11141 0.10428 -0.0050 0.1234 1.0000
13.500 0.7253 0.11854 0.11174 -0.0059 0.1377 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il)