GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.99 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe207-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe207-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2644 0.11492 0.11030 -0.0112 1.0000 0.0372
-8.750 -0.2596 0.11324 0.10868 -0.0139 1.0000 0.0375
-8.500 -0.2555 0.11149 0.10700 -0.0164 1.0000 0.0376
-8.250 -0.2447 0.10732 0.10289 -0.0166 1.0000 0.0378
-8.000 -0.2346 0.10357 0.09919 -0.0168 1.0000 0.0382
-7.750 -0.2267 0.10066 0.09634 -0.0175 1.0000 0.0387
-7.500 -0.2203 0.09810 0.09387 -0.0183 1.0000 0.0392
-7.250 -0.2029 0.09480 0.09057 -0.0223 0.9529 0.0399
-7.000 -0.1817 0.09132 0.08705 -0.0272 0.9154 0.0409
-6.750 -0.1638 0.08835 0.08399 -0.0312 0.8827 0.0423
-6.500 -0.1451 0.08616 0.08169 -0.0370 0.8523 0.0434
-6.000 -0.1094 0.08073 0.07603 -0.0447 0.8014 0.0440
-5.750 -0.0984 0.07729 0.07250 -0.0438 0.7793 0.0445
-5.500 -0.0833 0.07437 0.06948 -0.0447 0.7585 0.0452
-5.250 -0.0650 0.07163 0.06662 -0.0468 0.7390 0.0461
-5.000 -0.0440 0.06894 0.06380 -0.0495 0.7202 0.0472
-4.750 -0.0200 0.06631 0.06103 -0.0530 0.7026 0.0487
-4.500 0.0239 0.06481 0.05918 -0.0621 0.6852 0.0505
-4.250 0.0399 0.06129 0.05561 -0.0622 0.6697 0.0511
-4.000 0.0580 0.05834 0.05259 -0.0627 0.6544 0.0521
-3.750 0.0829 0.05585 0.04997 -0.0648 0.6395 0.0535
-3.500 0.1115 0.05353 0.04747 -0.0676 0.6251 0.0554
-3.250 0.1535 0.05213 0.04572 -0.0727 0.6112 0.0577
-3.000 0.1843 0.04978 0.04315 -0.0753 0.5987 0.0583
-2.750 0.2045 0.04687 0.04017 -0.0758 0.5866 0.0593
-2.500 0.2311 0.04472 0.03789 -0.0772 0.5742 0.0611
-2.250 0.2641 0.04317 0.03609 -0.0794 0.5626 0.0648
-2.000 0.2993 0.04159 0.03418 -0.0817 0.5516 0.0671
-1.750 0.3243 0.03935 0.03188 -0.0826 0.5401 0.0690
-1.500 0.3546 0.03781 0.03013 -0.0840 0.5296 0.0720
-1.250 0.3955 0.03789 0.02968 -0.0857 0.5188 0.0758
-1.000 0.4200 0.03506 0.02687 -0.0868 0.5084 0.0772
-0.750 0.4480 0.03349 0.02513 -0.0876 0.4988 0.0798
-0.500 0.4853 0.03404 0.02522 -0.0883 0.4879 0.0864
-0.250 0.5124 0.03149 0.02263 -0.0894 0.4787 0.0881
0.250 0.5717 0.02927 0.02008 -0.0908 0.4594 0.1020
0.500 0.6011 0.02851 0.01911 -0.0914 0.4503 0.1165
0.750 0.6295 0.02729 0.01783 -0.0920 0.4411 0.1223
1.000 0.6585 0.02651 0.01686 -0.0924 0.4326 0.1385
1.250 0.6975 0.02511 0.01484 -0.0914 0.4245 0.0555
1.500 0.7269 0.02440 0.01389 -0.0914 0.4165 0.0538
1.750 0.7564 0.02377 0.01305 -0.0914 0.4080 0.0526
2.000 0.7846 0.02336 0.01246 -0.0913 0.4006 0.0540
2.250 0.8129 0.02300 0.01195 -0.0912 0.3932 0.0557
2.500 0.8410 0.02262 0.01143 -0.0911 0.3864 0.0558
2.750 0.8683 0.02233 0.01099 -0.0908 0.3805 0.0560
3.000 0.8959 0.02209 0.01069 -0.0906 0.3740 0.0567
3.250 0.9226 0.02192 0.01039 -0.0902 0.3686 0.0577
3.500 0.9487 0.02185 0.01032 -0.0899 0.3633 0.0611
3.750 0.9754 0.02188 0.01028 -0.0896 0.3577 0.0653
4.000 1.0020 0.02191 0.01021 -0.0894 0.3529 0.0682
4.250 1.0289 0.02206 0.01026 -0.0892 0.3485 0.0731
4.500 1.0559 0.02224 0.01043 -0.0892 0.3434 0.0836
4.750 1.0829 0.02243 0.01059 -0.0891 0.3390 0.1047
5.000 1.1040 0.02133 0.01078 -0.0879 0.3357 1.0000
5.250 1.1301 0.02179 0.01112 -0.0877 0.3321 1.0000
5.500 1.1561 0.02227 0.01156 -0.0875 0.3283 1.0000
5.750 1.1819 0.02275 0.01202 -0.0873 0.3250 1.0000
6.000 1.2077 0.02323 0.01245 -0.0871 0.3221 1.0000
6.250 1.2334 0.02374 0.01289 -0.0869 0.3197 1.0000
6.500 1.2588 0.02430 0.01346 -0.0867 0.3171 1.0000
6.750 1.2836 0.02487 0.01415 -0.0865 0.3137 1.0000
7.000 1.3082 0.02542 0.01476 -0.0862 0.3103 1.0000
7.250 1.3328 0.02593 0.01529 -0.0860 0.3071 1.0000
7.500 1.3575 0.02637 0.01569 -0.0856 0.3035 1.0000
7.750 1.3797 0.02689 0.01637 -0.0851 0.2978 1.0000
8.000 1.4019 0.02725 0.01679 -0.0845 0.2913 1.0000
8.250 1.4241 0.02759 0.01713 -0.0839 0.2852 1.0000
8.500 1.4443 0.02807 0.01780 -0.0832 0.2779 1.0000
8.750 1.4651 0.02839 0.01809 -0.0824 0.2711 1.0000
9.000 1.4845 0.02898 0.01888 -0.0816 0.2646 1.0000
9.250 1.5034 0.02947 0.01950 -0.0807 0.2577 1.0000
9.500 1.5214 0.03003 0.02015 -0.0797 0.2511 1.0000
9.750 1.5369 0.03064 0.02091 -0.0784 0.2411 1.0000
10.000 1.5514 0.03137 0.02176 -0.0771 0.2311 1.0000
10.250 1.5631 0.03221 0.02267 -0.0755 0.2210 1.0000
10.500 1.5741 0.03321 0.02383 -0.0739 0.2096 1.0000
11.000 1.5720 0.03653 0.02713 -0.0690 0.1474 1.0000
11.250 1.5480 0.04070 0.03103 -0.0669 0.1230 1.0000
11.500 1.5285 0.04540 0.03573 -0.0664 0.1113 1.0000
12.000 1.4939 0.05588 0.04648 -0.0677 0.0962 1.0000
12.250 1.4740 0.06204 0.05282 -0.0692 0.0905 1.0000
12.500 1.4541 0.06842 0.05939 -0.0709 0.0697 1.0000
12.750 1.4302 0.07552 0.06669 -0.0728 0.0621 1.0000
13.000 1.4061 0.08278 0.07414 -0.0748 0.0595 1.0000
13.250 1.3827 0.09005 0.08158 -0.0768 0.0571 1.0000
13.500 1.3597 0.09748 0.08917 -0.0790 0.0543 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)