GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 31.97 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe702-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe702-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 702 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.0804 0.10545 0.10048 -0.0642 0.9127 0.1514
-10.000 -0.1118 0.10547 0.10049 -0.0704 0.9001 0.1577
-9.750 -0.0893 0.10090 0.09588 -0.0697 0.8891 0.1594
-9.500 -0.0628 0.09782 0.09275 -0.0685 0.8797 0.1621
-9.250 -0.0514 0.09566 0.09058 -0.0685 0.8697 0.1659
-9.000 -0.0744 0.09502 0.08997 -0.0718 0.8607 0.1728
-8.750 -0.0770 0.09183 0.08680 -0.0729 0.8519 0.1748
-8.500 -0.0452 0.08892 0.08381 -0.0703 0.8443 0.1778
-8.250 -0.0334 0.08698 0.08189 -0.0699 0.8354 0.1832
-8.000 -0.1024 0.08733 0.08233 -0.0754 0.8265 0.1901
-7.750 -0.0491 0.08260 0.07755 -0.0719 0.8194 0.1926
-7.500 -0.0292 0.08038 0.07529 -0.0702 0.8119 0.1961
-7.250 -0.0256 0.07857 0.07348 -0.0700 0.8042 0.2018
-7.000 -0.1574 0.05963 0.05430 -0.0896 0.7979 0.1441
-6.750 -0.1514 0.05623 0.05079 -0.0892 0.7914 0.1419
-6.500 -0.1513 0.05207 0.04648 -0.0897 0.7839 0.1403
-6.250 -0.1586 0.04637 0.04040 -0.0905 0.7761 0.1384
-6.000 -0.1598 0.04156 0.03503 -0.0896 0.7704 0.1389
-5.750 -0.1544 0.03843 0.03134 -0.0886 0.7614 0.1417
-5.500 -0.1412 0.03606 0.02854 -0.0870 0.7538 0.1447
-5.250 -0.1180 0.03523 0.02776 -0.0857 0.7474 0.1483
-5.000 -0.0995 0.03424 0.02661 -0.0846 0.7368 0.1528
-4.750 -0.0808 0.03253 0.02428 -0.0828 0.7305 0.1582
-4.500 -0.0595 0.03172 0.02359 -0.0820 0.7202 0.1626
-4.250 -0.0357 0.03089 0.02262 -0.0807 0.7123 0.1690
-4.000 -0.0136 0.02982 0.02124 -0.0794 0.7041 0.1755
-3.750 0.0101 0.02932 0.02079 -0.0784 0.6940 0.1820
-3.500 0.0361 0.02841 0.01949 -0.0771 0.6883 0.1906
-3.250 0.0582 0.02811 0.01936 -0.0763 0.6757 0.1973
-3.000 0.0852 0.02741 0.01834 -0.0751 0.6693 0.2070
-2.750 0.1080 0.02714 0.01823 -0.0743 0.6575 0.2146
-2.500 0.1353 0.02659 0.01738 -0.0733 0.6503 0.2252
-2.250 0.1591 0.02638 0.01734 -0.0725 0.6401 0.2340
-2.000 0.1858 0.02593 0.01671 -0.0716 0.6320 0.2454
-1.750 0.2121 0.02567 0.01647 -0.0708 0.6244 0.2566
-1.500 0.2366 0.02544 0.01624 -0.0700 0.6143 0.2686
-1.250 0.2659 0.02491 0.01555 -0.0693 0.6089 0.2845
-1.000 0.2877 0.02503 0.01577 -0.0685 0.5979 0.3001
-0.750 0.3156 0.02462 0.01531 -0.0678 0.5918 0.3214
-0.500 0.3398 0.02453 0.01529 -0.0670 0.5840 0.3447
-0.250 0.3641 0.02436 0.01523 -0.0662 0.5760 0.3704
0.000 0.3930 0.02392 0.01472 -0.0655 0.5711 0.4015
0.250 0.4138 0.02415 0.01509 -0.0646 0.5620 0.4266
0.500 0.4403 0.02388 0.01488 -0.0640 0.5559 0.4542
0.750 0.4705 0.02348 0.01442 -0.0637 0.5517 0.4850
1.000 0.4910 0.02385 0.01506 -0.0630 0.5431 0.5125
1.250 0.5203 0.02352 0.01486 -0.0629 0.5374 0.5527
1.500 0.5499 0.02273 0.01442 -0.0623 0.5334 0.6367
1.750 0.6505 0.02269 0.01499 -0.0764 0.5227 1.0000
2.000 0.6772 0.02286 0.01493 -0.0759 0.5181 1.0000
2.250 0.7063 0.02291 0.01470 -0.0756 0.5146 1.0000
2.500 0.7198 0.02401 0.01589 -0.0741 0.5073 1.0000
2.750 0.7432 0.02436 0.01612 -0.0732 0.5021 1.0000
3.000 0.7712 0.02441 0.01597 -0.0727 0.4983 1.0000
3.250 0.7905 0.02517 0.01671 -0.0716 0.4934 1.0000
3.500 0.8051 0.02622 0.01779 -0.0702 0.4877 1.0000
3.750 0.8282 0.02667 0.01817 -0.0694 0.4836 1.0000
4.000 0.8567 0.02680 0.01815 -0.0690 0.4803 1.0000
4.250 0.8734 0.02778 0.01912 -0.0677 0.4758 1.0000
4.500 0.8815 0.02923 0.02068 -0.0657 0.4699 1.0000
4.750 0.9031 0.02981 0.02121 -0.0648 0.4658 1.0000
5.000 0.9315 0.03003 0.02132 -0.0645 0.4628 1.0000
5.250 0.9619 0.03032 0.02146 -0.0645 0.4602 1.0000
5.500 0.9298 0.03442 0.02595 -0.0593 0.4528 1.0000
5.750 0.9421 0.03563 0.02717 -0.0578 0.4485 1.0000
6.000 0.9746 0.03555 0.02700 -0.0578 0.4457 1.0000
6.250 1.0123 0.03531 0.02663 -0.0583 0.4433 1.0000
6.500 0.5961 0.07738 0.06953 -0.0494 0.4202 1.0000
6.750 0.5801 0.08258 0.07476 -0.0499 0.4197 1.0000
7.000 0.4740 0.09834 0.09082 -0.0551 0.4710 1.0000
7.250 0.4928 0.10005 0.09249 -0.0549 0.4653 1.0000
7.500 0.5239 0.10217 0.09456 -0.0550 0.4623 1.0000
7.750 0.5612 0.10510 0.09745 -0.0556 0.4608 1.0000
8.000 0.5167 0.10674 0.09912 -0.0543 0.4497 1.0000
8.250 0.5406 0.10870 0.10104 -0.0542 0.4456 1.0000
8.500 0.5761 0.11129 0.10359 -0.0545 0.4433 1.0000
8.750 0.5459 0.11348 0.10581 -0.0540 0.4337 1.0000
9.000 0.5630 0.11547 0.10778 -0.0539 0.4289 1.0000
9.250 0.5895 0.11781 0.11010 -0.0539 0.4262 1.0000
9.500 0.6268 0.12103 0.11331 -0.0543 0.4245 1.0000
9.750 0.5867 0.12252 0.11483 -0.0540 0.4129 1.0000
10.000 0.6079 0.12467 0.11697 -0.0539 0.4092 1.0000
10.250 0.6361 0.12742 0.11972 -0.0540 0.4071 1.0000
10.500 0.6742 0.13132 0.12361 -0.0545 0.4058 1.0000
10.750 0.6257 0.13203 0.12436 -0.0545 0.3936 1.0000
11.000 0.6489 0.13430 0.12664 -0.0544 0.3902 1.0000
11.250 0.6788 0.13745 0.12979 -0.0545 0.3884 1.0000
11.500 0.7178 0.14200 0.13436 -0.0551 0.3874 1.0000
11.750 0.6635 0.14179 0.13418 -0.0555 0.3748 1.0000
12.000 0.6878 0.14424 0.13664 -0.0555 0.3717 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)