GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 47.42 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe207-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe207-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 207 (AVIATIK V8) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2359 0.10400 0.09965 -0.0151 1.0000 0.0471
-7.750 -0.2286 0.10139 0.09711 -0.0163 1.0000 0.0480
-7.500 -0.2225 0.09898 0.09478 -0.0174 1.0000 0.0489
-7.250 -0.2181 0.09684 0.09272 -0.0186 1.0000 0.0498
-7.000 -0.2145 0.09514 0.09115 -0.0203 1.0000 0.0509
-6.750 -0.2287 0.09517 0.09136 -0.0185 1.0000 0.0513
-6.250 -0.1563 0.08686 0.08301 -0.0393 0.9728 0.0530
-6.000 -0.1238 0.08149 0.07763 -0.0435 0.9572 0.0544
-5.750 -0.0888 0.07727 0.07334 -0.0500 0.9358 0.0561
-5.500 -0.0582 0.07386 0.06984 -0.0555 0.9101 0.0581
-5.250 -0.0297 0.07156 0.06739 -0.0609 0.8822 0.0603
-5.000 0.0165 0.07178 0.06722 -0.0721 0.8556 0.0616
-4.750 0.0194 0.06677 0.06227 -0.0682 0.8331 0.0622
-4.500 0.0302 0.06346 0.05891 -0.0665 0.8120 0.0635
-4.250 0.0487 0.06090 0.05623 -0.0671 0.7924 0.0655
-4.000 0.0728 0.05861 0.05377 -0.0691 0.7740 0.0680
-3.750 0.1245 0.05917 0.05380 -0.0771 0.7556 0.0717
-3.500 0.1424 0.05524 0.04982 -0.0775 0.7395 0.0725
-3.250 0.1579 0.05182 0.04638 -0.0769 0.7237 0.0739
-3.000 0.1812 0.04945 0.04389 -0.0778 0.7082 0.0764
-2.750 0.2114 0.04766 0.04188 -0.0799 0.6929 0.0803
-2.500 0.2520 0.04675 0.04058 -0.0835 0.6780 0.0841
-2.250 0.2712 0.04362 0.03743 -0.0836 0.6645 0.0865
-2.000 0.3106 0.04398 0.03733 -0.0858 0.6501 0.0956
-1.750 0.3328 0.04043 0.03372 -0.0866 0.6377 0.0982
-1.500 0.3588 0.03847 0.03168 -0.0873 0.6236 0.1036
-1.250 0.3935 0.03750 0.03039 -0.0890 0.6099 0.1118
-1.000 0.4193 0.03558 0.02836 -0.0896 0.5970 0.1186
-0.750 0.4504 0.03433 0.02682 -0.0906 0.5849 0.1285
-0.500 0.4811 0.03331 0.02554 -0.0915 0.5722 0.1420
-0.250 0.5100 0.03202 0.02412 -0.0923 0.5591 0.1574
0.000 0.5379 0.03068 0.02264 -0.0929 0.5472 0.1763
0.250 0.5660 0.02955 0.02126 -0.0935 0.5369 0.2100
0.500 0.5915 0.02787 0.01960 -0.0943 0.5245 0.2689
0.750 0.6185 0.02652 0.01818 -0.0948 0.5134 0.3197
1.000 0.6477 0.02547 0.01690 -0.0950 0.5041 0.3532
1.250 0.6782 0.02479 0.01615 -0.0955 0.4925 0.3731
1.500 0.7102 0.02450 0.01560 -0.0958 0.4833 0.3759
1.750 0.7438 0.02452 0.01534 -0.0960 0.4738 0.3393
2.000 0.7804 0.02586 0.01612 -0.0952 0.4653 0.2290
2.250 0.8126 0.02587 0.01584 -0.0944 0.4575 0.1653
2.500 0.8431 0.02607 0.01569 -0.0938 0.4504 0.1392
2.750 0.8721 0.02588 0.01536 -0.0934 0.4427 0.1248
3.000 0.9003 0.02537 0.01471 -0.0931 0.4374 0.1193
3.250 0.9275 0.02534 0.01477 -0.0928 0.4295 0.1151
3.500 0.9545 0.02520 0.01452 -0.0923 0.4239 0.1150
3.750 0.9810 0.02533 0.01460 -0.0919 0.4183 0.1213
4.000 1.0074 0.02550 0.01478 -0.0916 0.4121 0.1259
4.250 1.0353 0.02561 0.01478 -0.0914 0.4075 0.1356
4.500 1.0629 0.02597 0.01511 -0.0915 0.4034 0.1633
4.750 1.0842 0.02516 0.01561 -0.0901 0.3987 1.0000
5.000 1.1105 0.02584 0.01612 -0.0900 0.3945 1.0000
5.250 1.1373 0.02646 0.01660 -0.0899 0.3912 1.0000
5.500 1.1635 0.02728 0.01735 -0.0898 0.3882 1.0000
5.750 1.1864 0.02844 0.01870 -0.0897 0.3843 1.0000
6.000 1.2105 0.02947 0.01982 -0.0896 0.3810 1.0000
6.250 1.2351 0.03040 0.02080 -0.0894 0.3782 1.0000
6.500 1.2607 0.03119 0.02158 -0.0893 0.3756 1.0000
6.750 1.2872 0.03198 0.02228 -0.0893 0.3732 1.0000
7.000 1.3042 0.03371 0.02439 -0.0888 0.3692 1.0000
7.250 1.3240 0.03509 0.02595 -0.0884 0.3655 1.0000
7.500 1.3487 0.03567 0.02656 -0.0881 0.3618 1.0000
7.750 1.3791 0.03528 0.02594 -0.0879 0.3566 1.0000
8.000 1.3941 0.03642 0.02741 -0.0869 0.3495 1.0000
8.250 1.4314 0.03466 0.02521 -0.0869 0.3415 1.0000
8.500 1.4448 0.03585 0.02677 -0.0857 0.3348 1.0000
8.750 1.4735 0.03528 0.02608 -0.0854 0.3283 1.0000
9.000 1.4952 0.03572 0.02662 -0.0847 0.3227 1.0000
9.250 1.5152 0.03595 0.02699 -0.0838 0.3156 1.0000
9.500 1.5423 0.03520 0.02612 -0.0833 0.3072 1.0000
9.750 1.5615 0.03507 0.02614 -0.0821 0.2986 1.0000
10.000 1.5823 0.03483 0.02593 -0.0811 0.2900 1.0000
10.250 1.6028 0.03453 0.02566 -0.0800 0.2815 1.0000
10.500 1.6158 0.03464 0.02594 -0.0781 0.2715 1.0000
10.750 1.6318 0.03441 0.02571 -0.0765 0.2615 1.0000
11.000 1.6413 0.03488 0.02642 -0.0744 0.2522 1.0000
11.250 1.6500 0.03555 0.02725 -0.0723 0.2440 1.0000
11.500 1.6552 0.03622 0.02801 -0.0698 0.2347 1.0000
11.750 1.6535 0.03761 0.02965 -0.0669 0.2263 1.0000
12.000 1.6521 0.03916 0.03130 -0.0646 0.2175 1.0000
12.250 1.6486 0.04139 0.03373 -0.0631 0.2079 1.0000
12.500 1.6413 0.04439 0.03694 -0.0623 0.1956 1.0000
12.750 1.6324 0.04801 0.04076 -0.0622 0.1823 1.0000
13.000 1.6194 0.05245 0.04536 -0.0626 0.1618 1.0000
13.250 1.5936 0.05877 0.05165 -0.0640 0.1400 1.0000
13.500 1.5663 0.06583 0.05880 -0.0659 0.1338 1.0000
14.250 1.4262 0.09893 0.09315 -0.0757 0.1873 1.0000
14.500 1.3777 0.11101 0.10534 -0.0798 0.1878 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)