GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 44.43 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe08k-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe08k-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2173 0.10574 0.10211 -0.0998 0.8931 0.0518
-8.250 -0.2385 0.10080 0.09720 -0.1078 0.8905 0.0532
-8.000 -0.2738 0.10125 0.09773 -0.0984 0.8817 0.0531
-7.750 -0.2227 0.09209 0.08881 -0.0891 0.8674 0.0551
-7.500 -0.2243 0.08976 0.08648 -0.0875 0.8655 0.0559
-7.250 -0.2312 0.08676 0.08350 -0.0872 0.8639 0.0565
-7.000 -0.2550 0.08292 0.07966 -0.0875 0.8624 0.0562
-6.750 -0.2586 0.07967 0.07639 -0.0872 0.8614 0.0575
-6.500 -0.3509 0.08256 0.07888 -0.0884 0.8628 0.0553
-6.250 -0.3386 0.08016 0.07645 -0.0882 0.8618 0.0565
-6.000 -0.3774 0.07995 0.07625 -0.0790 0.8561 0.0560
-5.750 -0.3827 0.07818 0.07445 -0.0756 0.8539 0.0569
-5.500 -0.3852 0.07597 0.07216 -0.0731 0.8525 0.0581
-5.250 -0.3854 0.07334 0.06941 -0.0709 0.8513 0.0599
-5.000 -0.3800 0.07033 0.06560 -0.0691 0.8492 0.0648
-4.750 -0.3784 0.06440 0.05959 -0.0674 0.8484 0.0662
-4.500 -0.4214 0.06811 0.06327 -0.0572 0.8753 0.0658
-4.250 -0.4150 0.06575 0.06100 -0.0552 0.8754 0.0669
-4.000 -0.4178 0.06433 0.05959 -0.0511 0.8750 0.0678
-3.750 -0.4305 0.06280 0.05803 -0.0449 0.8697 0.0685
-3.500 -0.4153 0.06115 0.05626 -0.0435 0.8659 0.0727
-3.250 -0.3999 0.05816 0.05272 -0.0414 0.8635 0.0805
-3.000 -0.3713 0.05684 0.05136 -0.0423 0.8619 0.0841
-2.750 -0.3613 0.05578 0.04985 -0.0392 0.8610 0.0949
-2.500 -0.3789 0.05399 0.04805 -0.0317 0.8533 0.0954
-2.250 -0.3559 0.05318 0.04701 -0.0311 0.8496 0.1098
-2.000 -0.3043 0.04653 0.03922 -0.0297 0.8305 0.0750
-1.750 -0.3026 0.04570 0.03815 -0.0250 0.8264 0.0757
-1.500 -0.2718 0.04395 0.03602 -0.0245 0.8215 0.0751
-1.250 -0.2457 0.04279 0.03456 -0.0235 0.8140 0.0759
-1.000 -0.2279 0.04234 0.03383 -0.0215 0.8096 0.0789
-0.750 -0.1902 0.04115 0.03248 -0.0232 0.8066 0.0803
-0.500 -0.1410 0.04047 0.03175 -0.0269 0.8046 0.0851
0.000 -0.1123 0.03999 0.03114 -0.0228 0.7932 0.0879
0.250 -0.0718 0.03977 0.03084 -0.0250 0.7912 0.0911
0.500 -0.0258 0.03951 0.03053 -0.0282 0.7899 0.0930
0.750 -0.0326 0.03948 0.03051 -0.0228 0.7800 0.0934
1.000 0.0044 0.03914 0.03023 -0.0247 0.7778 0.0985
1.250 0.0443 0.03901 0.03012 -0.0270 0.7763 0.1018
1.500 0.0856 0.03898 0.03007 -0.0295 0.7752 0.1059
1.750 0.3357 0.04027 0.03434 -0.0828 0.7785 1.0000
2.000 0.3716 0.04023 0.03414 -0.0842 0.7768 1.0000
2.250 0.4097 0.04014 0.03394 -0.0861 0.7756 1.0000
2.500 0.4046 0.04101 0.03479 -0.0811 0.7650 1.0000
2.750 0.4390 0.04091 0.03461 -0.0824 0.7629 1.0000
3.000 0.4754 0.04079 0.03442 -0.0840 0.7615 1.0000
3.250 0.4756 0.04162 0.03524 -0.0799 0.7512 1.0000
3.500 0.5090 0.04148 0.03506 -0.0810 0.7488 1.0000
3.750 0.5451 0.04125 0.03480 -0.0824 0.7473 1.0000
4.000 0.5824 0.04099 0.03451 -0.0841 0.7462 1.0000
4.250 0.5808 0.04191 0.03543 -0.0799 0.7346 1.0000
4.500 0.6158 0.04164 0.03516 -0.0811 0.7329 1.0000
4.750 0.6530 0.04126 0.03478 -0.0827 0.7317 1.0000
5.000 0.6544 0.04214 0.03568 -0.0789 0.7201 1.0000
5.250 0.6893 0.04177 0.03533 -0.0802 0.7184 1.0000
5.500 0.7261 0.04127 0.03485 -0.0816 0.7171 1.0000
5.750 0.7631 0.04080 0.03441 -0.0831 0.7161 1.0000
6.000 0.7637 0.04171 0.03535 -0.0792 0.7037 1.0000
6.250 0.7760 0.04228 0.03598 -0.0772 0.6950 1.0000
6.500 0.8046 0.04201 0.03575 -0.0773 0.6909 1.0000
6.750 0.8402 0.04133 0.03513 -0.0784 0.6890 1.0000
7.000 0.8839 0.03988 0.03377 -0.0803 0.6878 1.0000
7.250 0.9280 0.03830 0.03226 -0.0822 0.6869 1.0000
7.500 0.9780 0.03602 0.03007 -0.0846 0.6862 1.0000
7.750 0.9852 0.03633 0.03045 -0.0813 0.6737 1.0000
8.000 1.0060 0.03607 0.03027 -0.0800 0.6663 1.0000
8.250 1.0783 0.03208 0.02642 -0.0853 0.6718 1.0000
9.000 1.1263 0.03102 0.02558 -0.0782 0.6299 1.0000
9.250 1.1545 0.03009 0.02470 -0.0775 0.6114 1.0000
9.500 1.1719 0.03004 0.02467 -0.0757 0.5854 1.0000
9.750 1.2235 0.02754 0.02180 -0.0779 0.5237 1.0000
10.000 1.2294 0.02827 0.02217 -0.0743 0.4684 1.0000
10.250 1.2192 0.03008 0.02365 -0.0687 0.4123 1.0000
10.500 1.2024 0.03246 0.02569 -0.0626 0.3503 1.0000
10.750 1.1845 0.03512 0.02797 -0.0569 0.2882 1.0000
11.000 1.1634 0.03821 0.03059 -0.0511 0.2196 1.0000
11.250 1.1431 0.04145 0.03329 -0.0459 0.1411 1.0000
11.500 1.1302 0.04432 0.03572 -0.0418 0.0913 1.0000
12.000 1.1241 0.04887 0.04016 -0.0358 0.0649 1.0000
12.250 1.1254 0.05085 0.04217 -0.0334 0.0585 1.0000
12.500 1.1296 0.05262 0.04399 -0.0314 0.0542 1.0000
12.750 1.1292 0.05479 0.04615 -0.0289 0.0506 1.0000
13.000 1.1373 0.05629 0.04774 -0.0273 0.0474 1.0000
13.250 1.1448 0.05781 0.04930 -0.0257 0.0451 1.0000
13.500 1.1504 0.05945 0.05090 -0.0241 0.0423 1.0000
13.750 1.1615 0.06065 0.05217 -0.0226 0.0407 1.0000
14.000 1.1742 0.06175 0.05337 -0.0213 0.0391 1.0000
14.250 1.1880 0.06277 0.05446 -0.0201 0.0376 1.0000
14.500 1.2023 0.06378 0.05549 -0.0189 0.0360 1.0000
14.750 1.2253 0.06426 0.05593 -0.0182 0.0336 1.0000
15.000 1.2397 0.06547 0.05733 -0.0171 0.0326 1.0000
15.250 1.2561 0.06665 0.05869 -0.0161 0.0316 1.0000
15.500 1.2722 0.06799 0.06020 -0.0152 0.0308 1.0000
15.750 1.2868 0.06956 0.06193 -0.0142 0.0299 1.0000
16.000 1.2977 0.07135 0.06386 -0.0131 0.0292 1.0000
16.250 1.3076 0.07345 0.06613 -0.0120 0.0288 1.0000
16.500 1.3308 0.07605 0.06881 -0.0121 0.0274 1.0000
16.750 1.3185 0.07933 0.07237 -0.0098 0.0271 1.0000
17.000 1.3135 0.08288 0.07619 -0.0081 0.0271 1.0000
17.250 1.3002 0.08653 0.08011 -0.0063 0.0270 1.0000
17.500 1.2875 0.09065 0.08449 -0.0048 0.0270 1.0000
17.750 1.2766 0.09482 0.08889 -0.0037 0.0271 1.0000
18.000 1.2625 0.09957 0.09387 -0.0027 0.0272 1.0000
18.250 1.2453 0.10448 0.09900 -0.0022 0.0273 1.0000
18.500 1.2301 0.10941 0.10415 -0.0020 0.0274 1.0000
18.750 1.2131 0.11389 0.10883 -0.0023 0.0275 1.0000
19.000 1.1920 0.11915 0.11431 -0.0032 0.0277 1.0000
19.250 1.1577 0.12702 0.12252 -0.0057 0.0282 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)