GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.86 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe08k-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe08k-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 8K 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.5212 0.12389 0.11984 -0.0241 0.9918 0.0834
-6.750 -0.5293 0.12105 0.11703 -0.0242 0.9895 0.0862
-6.500 -0.5442 0.11849 0.11448 -0.0249 0.9871 0.0879
-6.250 -0.5614 0.11529 0.11129 -0.0250 0.9856 0.0894
-6.000 -0.5797 0.11094 0.10685 -0.0290 0.9819 0.0915
-5.750 -0.5872 0.10526 0.10098 -0.0332 0.9786 0.0931
-5.500 -0.5748 0.10247 0.09833 -0.0297 0.9776 0.0951
-5.250 -0.5696 0.10012 0.09597 -0.0278 0.9764 0.0981
-5.000 -0.5712 0.09669 0.09249 -0.0266 0.9742 0.1011
-4.750 -0.5714 0.09088 0.08631 -0.0308 0.9699 0.1089
-4.500 -0.5598 0.08900 0.08458 -0.0282 0.9681 0.1131
-4.250 -0.5503 0.08550 0.08069 -0.0309 0.9660 0.1244
-4.000 -0.5478 0.08280 0.07812 -0.0272 0.9644 0.1276
-3.750 -0.5407 0.07974 0.07470 -0.0273 0.9602 0.1399
-3.500 -0.5277 0.07746 0.07256 -0.0256 0.9577 0.1452
-3.250 -0.5131 0.07533 0.07025 -0.0256 0.9556 0.1593
-3.000 -0.5078 0.07304 0.06778 -0.0235 0.9537 0.1732
-2.750 -0.5015 0.07083 0.06548 -0.0210 0.9495 0.1891
-2.500 -0.4886 0.06911 0.06373 -0.0195 0.9462 0.2072
-2.250 -0.4720 0.06811 0.06268 -0.0184 0.9439 0.2293
-1.250 -0.3936 0.05423 0.04582 -0.0094 0.9314 0.1200
-1.000 -0.3841 0.05224 0.04355 -0.0060 0.9288 0.1172
-0.750 -0.3678 0.05081 0.04176 -0.0037 0.9235 0.1165
-0.500 -0.3417 0.05008 0.04061 -0.0030 0.9203 0.1140
-0.250 -0.3108 0.05053 0.04074 -0.0035 0.9182 0.1162
0.000 -0.3022 0.04920 0.03923 -0.0005 0.9137 0.1181
0.250 -0.2762 0.04890 0.03868 -0.0004 0.9087 0.1195
0.500 -0.2435 0.04966 0.03918 -0.0015 0.9056 0.1227
0.750 -0.2091 0.05040 0.03989 -0.0035 0.9038 0.1252
1.000 -0.2001 0.04898 0.03851 -0.0011 0.8967 0.1276
1.250 -0.1670 0.04971 0.03924 -0.0029 0.8925 0.1332
1.500 -0.1275 0.05145 0.04092 -0.0057 0.8901 0.1382
1.750 -0.1218 0.05020 0.03975 -0.0030 0.8827 0.1408
2.000 -0.0875 0.05117 0.04074 -0.0051 0.8779 0.1488
2.250 -0.0391 0.05334 0.04295 -0.0102 0.8757 0.1664
2.500 0.1610 0.05694 0.04900 -0.0523 0.8780 1.0000
2.750 0.1769 0.05785 0.04977 -0.0514 0.8723 1.0000
3.000 0.2049 0.05871 0.05049 -0.0524 0.8636 1.0000
3.250 0.2188 0.05951 0.05121 -0.0512 0.8566 1.0000
3.500 0.2539 0.06066 0.05223 -0.0533 0.8483 1.0000
3.750 0.2655 0.06109 0.05261 -0.0517 0.8379 1.0000
4.000 0.3007 0.06254 0.05397 -0.0538 0.8316 1.0000
4.250 0.3501 0.06052 0.05181 -0.0558 0.7948 1.0000
4.500 0.3798 0.06070 0.05193 -0.0564 0.7820 1.0000
4.750 0.4249 0.06114 0.05232 -0.0594 0.7757 1.0000
5.000 0.4377 0.06150 0.05267 -0.0577 0.7637 1.0000
5.250 0.4562 0.06209 0.05325 -0.0570 0.7538 1.0000
5.500 0.4912 0.06251 0.05365 -0.0585 0.7477 1.0000
5.750 0.5040 0.06316 0.05433 -0.0571 0.7369 1.0000
6.000 0.5425 0.06350 0.05468 -0.0590 0.7322 1.0000
6.250 0.5505 0.06433 0.05554 -0.0571 0.7210 1.0000
6.500 0.5920 0.06450 0.05575 -0.0592 0.7169 1.0000
6.750 0.5970 0.06545 0.05674 -0.0570 0.7052 1.0000
7.000 0.6396 0.06549 0.05683 -0.0592 0.7017 1.0000
7.250 0.6435 0.06651 0.05790 -0.0568 0.6896 1.0000
7.500 0.6874 0.06626 0.05773 -0.0590 0.6858 1.0000
7.750 0.6965 0.06697 0.05851 -0.0571 0.6736 1.0000
8.000 0.7139 0.06728 0.05889 -0.0560 0.6620 1.0000
8.250 0.7627 0.06590 0.05763 -0.0580 0.6572 1.0000
8.500 0.7744 0.06647 0.05828 -0.0563 0.6448 1.0000
8.750 0.8213 0.06510 0.05705 -0.0580 0.6415 1.0000
9.000 0.8291 0.06600 0.05806 -0.0560 0.6289 1.0000
11.250 1.1640 0.04333 0.03667 -0.0491 0.4681 1.0000
11.500 1.1660 0.04392 0.03661 -0.0446 0.3599 1.0000
11.750 1.1415 0.04719 0.03895 -0.0386 0.2472 1.0000
12.000 1.1171 0.05105 0.04205 -0.0335 0.1672 1.0000
12.250 1.1030 0.05432 0.04483 -0.0296 0.1234 1.0000
12.500 1.0991 0.05680 0.04712 -0.0267 0.1051 1.0000
12.750 1.0995 0.05892 0.04915 -0.0242 0.0933 1.0000
13.000 1.1058 0.06050 0.05060 -0.0220 0.0847 1.0000
13.250 1.1211 0.06142 0.05152 -0.0205 0.0782 1.0000
13.500 1.1494 0.06160 0.05158 -0.0198 0.0715 1.0000
13.750 1.1763 0.06215 0.05221 -0.0193 0.0667 1.0000
14.000 1.2383 0.06214 0.05210 -0.0218 0.0611 1.0000
14.250 1.2532 0.06378 0.05403 -0.0205 0.0585 1.0000
14.500 1.2821 0.06560 0.05611 -0.0205 0.0563 1.0000
14.750 1.3075 0.06788 0.05863 -0.0203 0.0546 1.0000
15.000 1.3274 0.07048 0.06140 -0.0199 0.0529 1.0000
15.250 1.3497 0.07501 0.06614 -0.0203 0.0510 1.0000
15.500 1.3395 0.07795 0.06940 -0.0171 0.0507 1.0000
15.750 1.3302 0.08143 0.07321 -0.0142 0.0507 1.0000
16.000 1.3200 0.08513 0.07721 -0.0116 0.0507 1.0000
16.250 1.3127 0.08942 0.08177 -0.0096 0.0509 1.0000
16.500 1.3046 0.09422 0.08684 -0.0079 0.0512 1.0000
16.750 1.2837 0.09719 0.09007 -0.0052 0.0515 1.0000
17.000 1.2556 0.10053 0.09372 -0.0027 0.0521 1.0000
17.250 1.2179 0.10547 0.09901 -0.0009 0.0528 1.0000
17.500 1.1681 0.11254 0.10649 -0.0006 0.0538 1.0000
17.750 1.1221 0.12101 0.11530 -0.0022 0.0552 1.0000
18.000 1.0806 0.13043 0.12496 -0.0055 0.0565 1.0000
18.250 1.0429 0.14061 0.13531 -0.0103 0.0579 1.0000
18.500 1.0074 0.15196 0.14675 -0.0164 0.0593 1.0000
18.750 0.9973 0.15892 0.15373 -0.0193 0.0610 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)