GOE 701 AIRFOIL (goe701-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 701 AIRFOIL (goe701-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.46 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe701-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe701-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 701 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2880 0.12652 0.11929 -0.0343 1.0000 0.2015
-10.000 -0.3047 0.12658 0.11947 -0.0337 1.0000 0.2060
-9.750 -0.3380 0.12862 0.12169 -0.0329 1.0000 0.2074
-9.500 -0.2976 0.12032 0.11331 -0.0307 1.0000 0.2140
-9.250 -0.3059 0.11914 0.11222 -0.0291 1.0000 0.2207
-9.000 -0.3367 0.12043 0.11368 -0.0275 1.0000 0.2237
-8.750 -0.3224 0.11560 0.10886 -0.0256 1.0000 0.2280
-8.500 -0.3212 0.11338 0.10668 -0.0234 1.0000 0.2340
-8.250 -0.3434 0.11336 0.10679 -0.0213 1.0000 0.2393
-8.000 -0.3836 0.11497 0.10859 -0.0186 1.0000 0.2411
-7.750 -0.3513 0.10881 0.10238 -0.0170 1.0000 0.2475
-7.500 -0.3637 0.10777 0.10143 -0.0145 1.0000 0.2542
-7.250 -0.4019 0.10864 0.10246 -0.0114 1.0000 0.2574
-7.000 -0.3883 0.10458 0.09841 -0.0096 1.0000 0.2639
-6.750 -0.4007 0.10338 0.09729 -0.0068 1.0000 0.2710
-6.500 -0.4426 0.10396 0.09803 -0.0039 1.0000 0.2747
-6.250 -0.4341 0.10033 0.09443 -0.0013 1.0000 0.2808
-6.000 -0.4452 0.09881 0.09296 0.0007 1.0000 0.2893
-5.750 -0.4693 0.09727 0.09151 0.0011 1.0000 0.2950
-5.500 -0.4591 0.09436 0.08862 0.0044 1.0000 0.3035
-5.250 -0.4788 0.09256 0.08688 0.0042 1.0000 0.3128
-5.000 -0.4747 0.09015 0.08449 0.0072 1.0000 0.3239
-4.750 -0.4775 0.08763 0.08201 0.0091 1.0000 0.3351
-4.500 -0.4831 0.08536 0.07977 0.0102 1.0000 0.3499
-4.250 -0.4859 0.08311 0.07755 0.0117 1.0000 0.3661
-4.000 -0.4861 0.08080 0.07526 0.0139 1.0000 0.3836
-3.750 -0.4852 0.07847 0.07296 0.0165 1.0000 0.4023
-3.500 -0.4841 0.07629 0.07081 0.0193 1.0000 0.4233
-3.250 -0.4862 0.07414 0.06871 0.0224 1.0000 0.4526
-3.000 -0.4881 0.07220 0.06683 0.0275 1.0000 0.4872
-2.750 -0.4895 0.07029 0.06499 0.0343 1.0000 0.5264
-2.500 -0.4964 0.06855 0.06333 0.0411 1.0000 0.5733
-2.250 -0.3398 0.05471 0.04706 -0.0223 1.0000 0.2591
-2.000 -0.3225 0.05241 0.04468 -0.0222 1.0000 0.2537
-1.750 -0.2948 0.04949 0.04111 -0.0249 1.0000 0.2392
-1.500 -0.2746 0.04783 0.03913 -0.0253 1.0000 0.2392
-1.250 -0.2533 0.04649 0.03734 -0.0257 1.0000 0.2410
-1.000 -0.2356 0.04526 0.03599 -0.0254 1.0000 0.2439
-0.750 -0.2173 0.04443 0.03499 -0.0251 1.0000 0.2476
-0.500 -0.1301 0.04527 0.03529 -0.0365 0.9682 0.2640
-0.250 -0.0876 0.04534 0.03499 -0.0399 0.9550 0.2772
0.000 -0.0583 0.04515 0.03472 -0.0413 0.9434 0.2891
0.250 -0.0261 0.04525 0.03472 -0.0430 0.9317 0.3035
0.500 0.0093 0.04556 0.03489 -0.0451 0.9196 0.3188
0.750 0.0530 0.04611 0.03529 -0.0484 0.9072 0.3377
1.000 0.0805 0.04630 0.03539 -0.0495 0.8959 0.3537
1.250 0.1163 0.04674 0.03577 -0.0517 0.8831 0.3754
1.500 0.1560 0.04717 0.03626 -0.0544 0.8703 0.4022
1.750 0.1995 0.04746 0.03683 -0.0575 0.8574 0.4514
2.000 0.2741 0.04650 0.03729 -0.0660 0.8427 1.0000
2.250 0.2978 0.04737 0.03777 -0.0659 0.8286 1.0000
2.500 0.3236 0.04828 0.03843 -0.0661 0.8138 1.0000
2.750 0.3526 0.04916 0.03911 -0.0667 0.7980 1.0000
3.000 0.3839 0.04993 0.03973 -0.0673 0.7814 1.0000
3.250 0.4150 0.05064 0.04031 -0.0678 0.7646 1.0000
3.500 0.4459 0.05127 0.04084 -0.0682 0.7479 1.0000
3.750 0.4762 0.05186 0.04135 -0.0684 0.7312 1.0000
4.000 0.5049 0.05244 0.04187 -0.0683 0.7149 1.0000
4.250 0.5331 0.05300 0.04239 -0.0681 0.6986 1.0000
4.500 0.5606 0.05353 0.04290 -0.0678 0.6824 1.0000
4.750 0.5886 0.05397 0.04332 -0.0674 0.6660 1.0000
5.000 0.6161 0.05439 0.04373 -0.0668 0.6497 1.0000
5.250 0.6430 0.05477 0.04413 -0.0662 0.6334 1.0000
5.500 0.6698 0.05510 0.04447 -0.0654 0.6173 1.0000
5.750 0.6957 0.05546 0.04484 -0.0645 0.6013 1.0000
6.000 0.7217 0.05576 0.04518 -0.0636 0.5856 1.0000
6.250 0.7895 0.05289 0.04236 -0.0646 0.5772 1.0000
6.500 0.8131 0.05302 0.04254 -0.0632 0.5619 1.0000
6.750 0.8300 0.05377 0.04331 -0.0615 0.5464 1.0000
7.000 0.8429 0.05493 0.04450 -0.0597 0.5311 1.0000
7.250 0.8509 0.05669 0.04629 -0.0579 0.5160 1.0000
7.500 0.9602 0.04934 0.03907 -0.0600 0.5125 1.0000
7.750 0.8814 0.05914 0.04883 -0.0551 0.4916 1.0000
8.000 0.9184 0.05799 0.04774 -0.0540 0.4817 1.0000
8.250 0.8818 0.06513 0.05488 -0.0526 0.4666 1.0000
8.500 1.0294 0.05301 0.04293 -0.0538 0.4638 1.0000
8.750 0.9142 0.06791 0.05778 -0.0504 0.4478 1.0000
9.250 0.8858 0.07842 0.06832 -0.0495 0.4287 1.0000
9.500 0.8205 0.08974 0.07960 -0.0509 0.4215 1.0000
9.750 0.8715 0.08757 0.07754 -0.0492 0.4129 1.0000
10.000 0.8162 0.09793 0.08788 -0.0511 0.4087 1.0000
10.250 0.8019 0.10352 0.09351 -0.0519 0.4048 1.0000
10.500 0.8332 0.10405 0.09411 -0.0508 0.3960 1.0000
10.750 0.8096 0.11092 0.10101 -0.0524 0.3946 1.0000
11.000 0.7998 0.11652 0.10666 -0.0537 0.3947 1.0000
11.250 0.7961 0.12165 0.11184 -0.0549 0.3955 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 701 AIRFOIL (goe701-il)