GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.92 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe207-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe207-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2495 0.11421 0.10787 -0.0160 1.0000 0.0655
-8.250 -0.2479 0.11311 0.10687 -0.0183 1.0000 0.0660
-8.000 -0.2470 0.11213 0.10601 -0.0210 1.0000 0.0662
-7.750 -0.2346 0.10706 0.10103 -0.0200 1.0000 0.0670
-7.500 -0.2255 0.10352 0.09756 -0.0200 1.0000 0.0680
-7.250 -0.2189 0.10086 0.09500 -0.0207 1.0000 0.0692
-7.000 -0.2147 0.09866 0.09293 -0.0214 1.0000 0.0703
-6.750 -0.2155 0.09705 0.09148 -0.0215 1.0000 0.0714
-6.500 -0.1950 0.09414 0.08860 -0.0273 0.9813 0.0733
-6.250 -0.1553 0.09204 0.08639 -0.0413 0.9516 0.0754
-6.000 -0.1309 0.08660 0.08097 -0.0435 0.9321 0.0769
-5.750 -0.1044 0.08238 0.07670 -0.0467 0.9113 0.0797
-5.500 -0.0766 0.07922 0.07344 -0.0518 0.8877 0.0828
-5.250 -0.0413 0.07759 0.07159 -0.0606 0.8630 0.0860
-5.000 -0.0162 0.07466 0.06852 -0.0644 0.8412 0.0871
-4.750 -0.0035 0.07081 0.06465 -0.0630 0.8200 0.0889
-4.500 0.0152 0.06803 0.06177 -0.0638 0.7993 0.0916
-4.250 0.0391 0.06573 0.05932 -0.0663 0.7797 0.0954
-3.750 0.0892 0.06090 0.05414 -0.0713 0.7437 0.1028
-3.500 0.1114 0.05855 0.05165 -0.0724 0.7269 0.1087
-3.250 0.1480 0.05726 0.05001 -0.0772 0.7102 0.1156
-3.000 0.1654 0.05411 0.04684 -0.0767 0.6952 0.1194
-2.750 0.2062 0.05396 0.04622 -0.0814 0.6793 0.1303
-2.500 0.2220 0.05009 0.04241 -0.0806 0.6660 0.1341
-2.250 0.2555 0.04891 0.04089 -0.0833 0.6521 0.1466
-2.000 0.2772 0.04626 0.03821 -0.0835 0.6382 0.1548
-1.750 0.3055 0.04446 0.03623 -0.0850 0.6244 0.1696
-1.500 0.3332 0.04267 0.03426 -0.0864 0.6113 0.1944
-1.250 0.3570 0.04063 0.03212 -0.0869 0.5994 0.2304
-1.000 0.3799 0.03849 0.02992 -0.0873 0.5871 0.2791
-0.750 0.4069 0.03670 0.02801 -0.0880 0.5744 0.3114
-0.500 0.4386 0.03531 0.02640 -0.0894 0.5628 0.3258
0.000 0.5294 0.03560 0.02546 -0.0930 0.5389 0.1534
0.250 0.5681 0.03514 0.02438 -0.0929 0.5283 0.0977
0.500 0.5978 0.03401 0.02301 -0.0932 0.5183 0.0922
0.750 0.6283 0.03340 0.02214 -0.0935 0.5073 0.0894
1.000 0.6591 0.03312 0.02140 -0.0932 0.4983 0.0864
1.250 0.6871 0.03236 0.02055 -0.0934 0.4876 0.0847
1.500 0.7156 0.03181 0.01979 -0.0933 0.4788 0.0830
1.750 0.7439 0.03141 0.01920 -0.0932 0.4696 0.0817
2.000 0.7717 0.03110 0.01865 -0.0928 0.4612 0.0810
2.250 0.7993 0.03092 0.01823 -0.0924 0.4527 0.0824
2.500 0.8266 0.03082 0.01787 -0.0919 0.4455 0.0853
2.750 0.8529 0.03076 0.01770 -0.0914 0.4376 0.0872
3.000 0.8792 0.03052 0.01728 -0.0907 0.4320 0.0889
3.250 0.9042 0.03066 0.01745 -0.0903 0.4242 0.0912
3.500 0.9300 0.03071 0.01739 -0.0899 0.4182 0.0960
3.750 0.9559 0.03087 0.01747 -0.0896 0.4124 0.1035
4.000 0.9812 0.03125 0.01784 -0.0894 0.4058 0.1114
4.250 1.0078 0.03144 0.01796 -0.0893 0.4009 0.1255
4.500 1.0338 0.03184 0.01842 -0.0892 0.3960 0.1561
4.750 1.0537 0.03121 0.01907 -0.0881 0.3910 1.0000
5.000 1.0787 0.03194 0.01954 -0.0876 0.3867 1.0000
5.250 1.1045 0.03256 0.01995 -0.0873 0.3834 1.0000
5.500 1.1267 0.03369 0.02110 -0.0870 0.3790 1.0000
5.750 1.1483 0.03483 0.02229 -0.0867 0.3745 1.0000
6.000 1.1716 0.03571 0.02317 -0.0864 0.3708 1.0000
6.250 1.1964 0.03641 0.02379 -0.0860 0.3678 1.0000
6.500 1.2169 0.03766 0.02512 -0.0856 0.3642 1.0000
6.750 1.2334 0.03937 0.02702 -0.0851 0.3600 1.0000
7.000 1.2520 0.04080 0.02859 -0.0847 0.3568 1.0000
7.250 1.2721 0.04206 0.02992 -0.0842 0.3543 1.0000
7.500 1.2938 0.04316 0.03107 -0.0838 0.3521 1.0000
7.750 1.3160 0.04427 0.03221 -0.0834 0.3503 1.0000
8.000 1.3128 0.04800 0.03637 -0.0822 0.3465 1.0000
8.250 1.3106 0.05149 0.04013 -0.0811 0.3430 1.0000
8.500 1.3129 0.05439 0.04321 -0.0800 0.3398 1.0000
8.750 1.3229 0.05647 0.04540 -0.0792 0.3374 1.0000
9.000 1.3402 0.05786 0.04688 -0.0785 0.3355 1.0000
9.250 1.1314 0.08891 0.07833 -0.0855 0.3225 1.0000
9.500 1.1369 0.09214 0.08160 -0.0856 0.3205 1.0000
9.750 1.1559 0.09313 0.08265 -0.0847 0.3189 1.0000
10.000 1.0881 0.10753 0.09714 -0.0903 0.3117 1.0000
10.250 1.0874 0.11151 0.10119 -0.0909 0.3083 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)