GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.09 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe08k-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe08k-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1595 0.11003 0.10464 -0.1141 0.8942 0.0339
-9.250 -0.1786 0.10919 0.10387 -0.1087 0.8863 0.0337
-9.000 -0.1785 0.10607 0.10077 -0.1091 0.8834 0.0333
-8.750 -0.1794 0.10223 0.09694 -0.1105 0.8813 0.0332
-8.500 -0.1780 0.09846 0.09318 -0.1125 0.8796 0.0329
-8.250 -0.2063 0.09778 0.09259 -0.1065 0.8714 0.0329
-8.000 -0.2147 0.09441 0.08925 -0.1069 0.8679 0.0326
-7.750 -0.2262 0.09040 0.08524 -0.1084 0.8653 0.0326
-7.500 -0.2579 0.09021 0.08513 -0.1013 0.8575 0.0322
-7.250 -0.2727 0.08642 0.08133 -0.1010 0.8535 0.0327
-7.000 -0.2799 0.08129 0.07611 -0.1020 0.8509 0.0328
-6.750 -0.2993 0.07994 0.07477 -0.0969 0.8444 0.0322
-6.500 -0.3134 0.07454 0.06920 -0.0957 0.8398 0.0334
-6.250 -0.3129 0.07034 0.06483 -0.0949 0.8375 0.0331
-6.000 -0.3128 0.06452 0.05865 -0.0941 0.8356 0.0336
-5.750 -0.3326 0.06246 0.05642 -0.0875 0.8297 0.0338
-5.500 -0.3365 0.05798 0.05148 -0.0838 0.8260 0.0343
-5.250 -0.3290 0.05514 0.04836 -0.0817 0.8238 0.0352
-5.000 -0.3111 0.05462 0.04783 -0.0811 0.8223 0.0370
-4.750 -0.2960 0.05255 0.04544 -0.0796 0.8211 0.0389
-4.500 -0.3060 0.05154 0.04421 -0.0735 0.8162 0.0399
-4.250 -0.3016 0.04936 0.04159 -0.0695 0.8129 0.0415
-4.000 -0.2915 0.04684 0.03824 -0.0657 0.8104 0.0451
-3.750 -0.2743 0.04558 0.03687 -0.0645 0.8088 0.0467
-3.500 -0.2546 0.04456 0.03563 -0.0632 0.8075 0.0491
-3.250 -0.2333 0.04352 0.03415 -0.0619 0.8064 0.0536
-3.000 -0.2380 0.04338 0.03367 -0.0561 0.8011 0.0555
-2.750 -0.2240 0.04250 0.03264 -0.0540 0.7983 0.0584
-2.500 -0.2049 0.04193 0.03195 -0.0527 0.7963 0.0621
-2.250 -0.1822 0.04127 0.03099 -0.0517 0.7947 0.0657
-2.000 -0.1570 0.04082 0.03020 -0.0512 0.7933 0.0694
-1.750 -0.1288 0.03990 0.02925 -0.0517 0.7921 0.0732
-1.500 -0.1267 0.04008 0.02937 -0.0476 0.7872 0.0757
-1.250 -0.1089 0.03989 0.02906 -0.0461 0.7841 0.0783
-1.000 -0.0847 0.03961 0.02865 -0.0457 0.7818 0.0806
-0.750 -0.0579 0.03943 0.02834 -0.0457 0.7799 0.0841
-0.500 -0.0299 0.03896 0.02789 -0.0461 0.7786 0.0872
-0.250 -0.0002 0.03870 0.02759 -0.0466 0.7773 0.0893
0.000 -0.0013 0.03909 0.02798 -0.0421 0.7702 0.0906
0.250 0.0231 0.03903 0.02785 -0.0418 0.7672 0.0925
0.500 0.0521 0.03895 0.02769 -0.0423 0.7651 0.0956
0.750 0.0837 0.03884 0.02751 -0.0433 0.7635 0.1009
1.250 0.1170 0.03939 0.02802 -0.0406 0.7537 0.1094
1.500 0.1525 0.03953 0.02813 -0.0427 0.7513 0.1180
1.750 0.3734 0.04024 0.03139 -0.0872 0.7598 1.0000
2.000 0.3856 0.04082 0.03189 -0.0850 0.7539 1.0000
2.250 0.4119 0.04100 0.03194 -0.0851 0.7511 1.0000
2.500 0.4417 0.04104 0.03188 -0.0856 0.7490 1.0000
3.000 0.4708 0.04213 0.03287 -0.0822 0.7378 1.0000
3.250 0.4991 0.04219 0.03286 -0.0825 0.7352 1.0000
3.500 0.5295 0.04220 0.03281 -0.0832 0.7334 1.0000
3.750 0.5323 0.04317 0.03378 -0.0798 0.7241 1.0000
4.000 0.5591 0.04325 0.03383 -0.0798 0.7209 1.0000
4.250 0.5896 0.04319 0.03375 -0.0805 0.7188 1.0000
4.750 0.6201 0.04425 0.03483 -0.0774 0.7060 1.0000
5.000 0.6512 0.04409 0.03467 -0.0781 0.7037 1.0000
5.500 0.6828 0.04511 0.03576 -0.0752 0.6904 1.0000
5.750 0.7134 0.04492 0.03562 -0.0758 0.6881 1.0000
6.250 0.7458 0.04588 0.03667 -0.0731 0.6742 1.0000
6.500 0.7768 0.04560 0.03647 -0.0737 0.6721 1.0000
6.750 0.7798 0.04679 0.03772 -0.0706 0.6605 1.0000
7.000 0.8096 0.04653 0.03753 -0.0710 0.6578 1.0000
7.500 0.8432 0.04743 0.03861 -0.0686 0.6434 1.0000
8.000 0.8798 0.04801 0.03940 -0.0664 0.6288 1.0000
11.500 1.1385 0.04726 0.03852 -0.0455 0.2715 1.0000
11.750 1.1311 0.04972 0.04060 -0.0421 0.2178 1.0000
12.000 1.1254 0.05217 0.04277 -0.0391 0.1656 1.0000
12.250 1.1194 0.05476 0.04500 -0.0362 0.1105 1.0000
12.500 1.1145 0.05733 0.04727 -0.0336 0.0807 1.0000
12.750 1.1139 0.05961 0.04949 -0.0314 0.0618 1.0000
13.000 1.1155 0.06176 0.05165 -0.0294 0.0509 1.0000
13.500 1.1201 0.06603 0.05605 -0.0260 0.0411 1.0000
13.750 1.1222 0.06825 0.05838 -0.0244 0.0376 1.0000
14.000 1.1225 0.07067 0.06087 -0.0228 0.0351 1.0000
14.250 1.1217 0.07321 0.06350 -0.0212 0.0330 1.0000
14.500 1.1257 0.07530 0.06576 -0.0199 0.0308 1.0000
14.750 1.1291 0.07746 0.06805 -0.0185 0.0292 1.0000
15.000 1.1340 0.07945 0.07016 -0.0173 0.0281 1.0000
15.250 1.1387 0.08149 0.07228 -0.0163 0.0268 1.0000
15.500 1.1434 0.08352 0.07437 -0.0152 0.0255 1.0000
15.750 1.1526 0.08498 0.07586 -0.0139 0.0242 1.0000
16.000 1.1615 0.08668 0.07778 -0.0129 0.0232 1.0000
16.250 1.1708 0.08843 0.07973 -0.0119 0.0220 1.0000
16.500 1.1793 0.09025 0.08172 -0.0111 0.0217 1.0000
16.750 1.1832 0.09260 0.08423 -0.0104 0.0207 1.0000
17.000 1.1850 0.09516 0.08689 -0.0099 0.0197 1.0000
17.250 1.1893 0.09750 0.08935 -0.0093 0.0192 1.0000
17.500 1.1947 0.09984 0.09178 -0.0087 0.0187 1.0000
17.750 1.1929 0.10311 0.09529 -0.0083 0.0185 1.0000
18.000 1.1873 0.10695 0.09942 -0.0081 0.0184 1.0000
18.250 1.1782 0.11133 0.10410 -0.0083 0.0181 1.0000
18.500 1.1689 0.11580 0.10883 -0.0087 0.0181 1.0000
18.750 1.1549 0.12110 0.11442 -0.0098 0.0178 1.0000
19.000 1.1408 0.12664 0.12022 -0.0113 0.0178 1.0000
19.250 1.1276 0.13217 0.12596 -0.0132 0.0179 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)