GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.76 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe207-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe207-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2826 0.12557 0.11904 -0.0091 1.0000 0.0809
-9.250 -0.2798 0.12467 0.11822 -0.0116 1.0000 0.0824
-9.000 -0.2816 0.12500 0.11866 -0.0146 1.0000 0.0831
-8.750 -0.2721 0.12066 0.11439 -0.0154 1.0000 0.0839
-8.500 -0.2549 0.11441 0.10815 -0.0144 1.0000 0.0862
-8.250 -0.2462 0.11127 0.10508 -0.0152 1.0000 0.0882
-8.000 -0.2395 0.10870 0.10260 -0.0162 1.0000 0.0903
-7.750 -0.2351 0.10663 0.10062 -0.0175 1.0000 0.0924
-7.500 -0.2332 0.10533 0.09946 -0.0194 1.0000 0.0942
-7.250 -0.2311 0.10520 0.09946 -0.0238 1.0000 0.0954
-7.000 -0.2302 0.10596 0.10035 -0.0288 1.0000 0.0960
-6.750 -0.2255 0.09967 0.09422 -0.0238 1.0000 0.0973
-6.500 -0.2293 0.09718 0.09188 -0.0208 1.0000 0.0986
-6.250 -0.2449 0.09675 0.09161 -0.0177 1.0000 0.0993
-6.000 -0.2643 0.09690 0.09193 -0.0147 1.0000 0.0997
-5.750 -0.2809 0.09685 0.09201 -0.0125 1.0000 0.1002
-5.500 -0.2594 0.09393 0.08910 -0.0179 0.9919 0.1044
-5.250 -0.1959 0.09038 0.08538 -0.0366 0.9733 0.1109
-5.000 -0.1594 0.08427 0.07926 -0.0405 0.9594 0.1168
-4.750 -0.0906 0.08123 0.07598 -0.0583 0.9418 0.1253
-4.500 -0.0554 0.07524 0.07003 -0.0613 0.9279 0.1317
-4.250 0.0034 0.07144 0.06603 -0.0734 0.9119 0.1417
-4.000 0.0591 0.06890 0.06326 -0.0838 0.8947 0.1549
-3.750 0.0832 0.06405 0.05848 -0.0840 0.8787 0.1635
-3.500 0.1176 0.06115 0.05546 -0.0880 0.8612 0.1775
-3.250 0.1491 0.05866 0.05287 -0.0911 0.8437 0.1950
-3.000 0.1811 0.05656 0.05060 -0.0945 0.8262 0.2163
-2.750 0.2015 0.05384 0.04786 -0.0942 0.8095 0.2360
-2.500 0.2233 0.05158 0.04554 -0.0945 0.7930 0.2677
-2.250 0.2419 0.04971 0.04361 -0.0941 0.7767 0.3263
-2.000 0.2520 0.04699 0.04100 -0.0909 0.7615 0.3798
-1.750 0.2655 0.04476 0.03881 -0.0880 0.7467 0.4312
-1.500 0.2848 0.04293 0.03695 -0.0865 0.7320 0.4793
-1.250 0.3025 0.04074 0.03478 -0.0838 0.7187 0.5169
-1.000 0.3251 0.03892 0.03292 -0.0825 0.7049 0.5524
-0.750 0.3545 0.03767 0.03156 -0.0835 0.6896 0.5815
-0.500 0.3860 0.03643 0.03022 -0.0849 0.6744 0.5993
-0.250 0.4245 0.03544 0.02905 -0.0881 0.6593 0.6015
0.000 0.4739 0.03507 0.02827 -0.0939 0.6442 0.5812
0.250 0.5297 0.03545 0.02799 -0.1009 0.6292 0.5114
0.500 0.5796 0.03625 0.02810 -0.1051 0.6158 0.4194
0.750 0.6216 0.03679 0.02800 -0.1064 0.6046 0.3496
1.000 0.6549 0.03766 0.02851 -0.1071 0.5915 0.3063
1.250 0.6858 0.03828 0.02883 -0.1072 0.5802 0.2738
1.500 0.7186 0.03837 0.02849 -0.1064 0.5716 0.2433
1.750 0.7439 0.03930 0.02933 -0.1065 0.5602 0.2237
2.000 0.7748 0.03926 0.02888 -0.1055 0.5534 0.2062
2.250 0.7974 0.04067 0.03021 -0.1056 0.5425 0.1960
2.500 0.8263 0.04064 0.02988 -0.1045 0.5361 0.1898
2.750 0.8449 0.04232 0.03160 -0.1046 0.5262 0.1895
3.000 0.8740 0.04211 0.03115 -0.1033 0.5210 0.1899
3.250 0.8847 0.04519 0.03441 -0.1041 0.5124 0.1893
3.500 0.9065 0.04626 0.03543 -0.1035 0.5071 0.1904
3.750 0.9326 0.04681 0.03585 -0.1027 0.5032 0.1968
4.000 0.9205 0.05333 0.04271 -0.1048 0.4959 0.1973
4.250 0.9312 0.05610 0.04555 -0.1051 0.4913 0.2061
4.500 0.9639 0.05590 0.04525 -0.1043 0.4878 0.2272
4.750 0.9357 0.06444 0.05401 -0.1067 0.4852 0.2209
5.000 0.9059 0.07307 0.06273 -0.1094 0.4878 0.2143
5.250 0.6951 0.10314 0.09355 -0.1258 0.6542 0.1853
5.500 0.6851 0.10416 0.09453 -0.1232 0.6427 0.1853
5.750 0.7192 0.10694 0.09723 -0.1244 0.6379 0.1871
6.000 0.7099 0.10824 0.09850 -0.1222 0.6281 0.1870
6.250 0.7362 0.11079 0.10098 -0.1229 0.6226 0.1881
6.500 0.7396 0.11295 0.10311 -0.1220 0.6164 0.1898
6.750 0.7536 0.11498 0.10509 -0.1218 0.6081 0.1959
7.000 0.7876 0.11852 0.10860 -0.1235 0.6044 0.2140
7.250 0.7749 0.11951 0.10961 -0.1214 0.5938 0.2173
7.500 0.8078 0.12271 0.11295 -0.1230 0.5885 0.2596
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)