GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.05 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe702-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe702-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.1835 0.13374 0.12712 -0.0320 1.0000 0.2210
-11.250 -0.2095 0.13656 0.13009 -0.0334 1.0000 0.2248
-11.000 -0.2101 0.13390 0.12757 -0.0317 1.0000 0.2265
-10.750 -0.2102 0.13202 0.12577 -0.0280 1.0000 0.2290
-10.500 -0.2207 0.13192 0.12577 -0.0244 1.0000 0.2316
-10.250 -0.2326 0.13191 0.12584 -0.0216 1.0000 0.2352
-10.000 -0.2499 0.13242 0.12643 -0.0193 1.0000 0.2398
-9.750 -0.2851 0.13507 0.12919 -0.0176 1.0000 0.2430
-9.500 -0.2913 0.13304 0.12724 -0.0169 0.9991 0.2450
-9.250 -0.2356 0.12580 0.11991 -0.0221 0.9906 0.2550
-9.000 -0.2588 0.12748 0.12163 -0.0277 0.9818 0.2626
-8.750 -0.1934 0.11816 0.11223 -0.0321 0.9740 0.2699
-8.500 -0.1858 0.11655 0.11061 -0.0375 0.9660 0.2808
-8.250 -0.1572 0.11149 0.10553 -0.0412 0.9572 0.2871
-8.000 -0.1384 0.10910 0.10310 -0.0468 0.9496 0.3007
-7.750 -0.1125 0.10454 0.09854 -0.0498 0.9399 0.3073
-7.500 -0.0942 0.10224 0.09620 -0.0558 0.9327 0.3213
-7.250 -0.0620 0.09749 0.09142 -0.0583 0.9226 0.3288
-6.750 -0.0112 0.09101 0.08488 -0.0656 0.9040 0.3551
-6.500 -0.0618 0.09405 0.08803 -0.0627 0.8894 0.3632
-6.250 0.0056 0.08737 0.08124 -0.0689 0.8828 0.3813
-6.000 0.0216 0.08472 0.07860 -0.0683 0.8701 0.3911
-5.750 -0.0120 0.08618 0.08015 -0.0641 0.8556 0.4026
-5.500 0.0330 0.08164 0.07553 -0.0675 0.8471 0.4201
-5.250 0.0195 0.08107 0.07502 -0.0637 0.8326 0.4284
-5.000 0.0012 0.08137 0.07538 -0.0592 0.8187 0.4413
-4.750 0.0030 0.07992 0.07392 -0.0578 0.8092 0.4627
-4.500 0.0222 0.07768 0.07170 -0.0559 0.7952 0.4765
-4.250 -0.1502 0.06828 0.06156 -0.0708 0.7837 0.2460
-4.000 -0.1445 0.06503 0.05797 -0.0720 0.7734 0.2424
-3.750 -0.1391 0.06286 0.05554 -0.0715 0.7634 0.2425
-3.500 -0.1288 0.06025 0.05249 -0.0719 0.7536 0.2438
-3.250 -0.1129 0.06024 0.05269 -0.0699 0.7434 0.2499
-3.000 -0.1012 0.05911 0.05136 -0.0691 0.7338 0.2542
-2.750 -0.0697 0.05669 0.04828 -0.0714 0.7267 0.2622
-2.500 -0.0815 0.05700 0.04859 -0.0675 0.7164 0.2646
-2.250 -0.0347 0.05585 0.04728 -0.0696 0.7090 0.2778
-2.000 -0.0521 0.05658 0.04784 -0.0656 0.7001 0.2801
-1.750 -0.0338 0.05641 0.04763 -0.0649 0.6929 0.2884
-1.500 0.0005 0.05589 0.04667 -0.0660 0.6861 0.3026
-1.250 -0.0115 0.05694 0.04779 -0.0627 0.6787 0.3056
-1.000 0.0104 0.05713 0.04790 -0.0622 0.6720 0.3177
-0.750 0.0406 0.05712 0.04777 -0.0625 0.6660 0.3315
-0.500 0.0320 0.05854 0.04911 -0.0602 0.6617 0.3374
-0.250 0.0393 0.05937 0.04983 -0.0591 0.6570 0.3473
0.000 0.0664 0.05972 0.05000 -0.0594 0.6510 0.3643
0.250 0.0916 0.06033 0.05052 -0.0594 0.6457 0.3833
0.500 0.0918 0.06171 0.05199 -0.0580 0.6447 0.3930
0.750 0.0965 0.06309 0.05329 -0.0570 0.6442 0.4075
1.000 0.1054 0.06450 0.05466 -0.0565 0.6443 0.4264
1.250 0.1209 0.06595 0.05613 -0.0569 0.6453 0.4505
1.500 0.0116 0.07083 0.06115 -0.0527 0.7574 0.4060
1.750 0.0522 0.07302 0.06328 -0.0554 0.7502 0.4423
2.000 0.0575 0.07323 0.06350 -0.0542 0.7424 0.4650
2.250 0.0864 0.07433 0.06474 -0.0556 0.7331 0.5092
2.500 0.1303 0.07699 0.06779 -0.0589 0.7288 0.5827
2.750 0.1232 0.07614 0.06728 -0.0564 0.7211 0.6238
3.000 0.1793 0.07811 0.06996 -0.0636 0.7114 1.0000
3.250 0.2070 0.08125 0.07270 -0.0653 0.7069 1.0000
3.500 0.2055 0.08126 0.07254 -0.0632 0.6954 1.0000
3.750 0.2363 0.08424 0.07523 -0.0647 0.6898 1.0000
4.000 0.2499 0.08659 0.07739 -0.0646 0.6860 1.0000
4.250 0.2509 0.08692 0.07761 -0.0629 0.6751 1.0000
4.500 0.2834 0.09023 0.08071 -0.0644 0.6692 1.0000
4.750 0.2831 0.09134 0.08172 -0.0629 0.6631 1.0000
5.000 0.2948 0.09279 0.08306 -0.0624 0.6542 1.0000
5.250 0.3241 0.09606 0.08618 -0.0636 0.6493 1.0000
5.500 0.3280 0.09775 0.08779 -0.0627 0.6445 1.0000
5.750 0.3354 0.09880 0.08876 -0.0619 0.6343 1.0000
6.000 0.3669 0.10243 0.09228 -0.0632 0.6291 1.0000
6.250 0.3664 0.10379 0.09358 -0.0621 0.6244 1.0000
6.500 0.3734 0.10499 0.09473 -0.0613 0.6153 1.0000
6.750 0.4016 0.10839 0.09805 -0.0624 0.6101 1.0000
7.000 0.4065 0.11039 0.09999 -0.0618 0.6054 1.0000
7.250 0.4117 0.11139 0.10096 -0.0610 0.5956 1.0000
7.500 0.4389 0.11489 0.10439 -0.0620 0.5907 1.0000
7.750 0.4476 0.11744 0.10690 -0.0619 0.5870 1.0000
8.000 0.4471 0.11794 0.10739 -0.0608 0.5772 1.0000
8.250 0.4744 0.12151 0.11091 -0.0617 0.5718 1.0000
8.500 0.4778 0.12349 0.11286 -0.0613 0.5670 1.0000
8.750 0.4828 0.12468 0.11404 -0.0608 0.5581 1.0000
9.000 0.5083 0.12824 0.11758 -0.0616 0.5532 1.0000
9.250 0.5140 0.13056 0.11988 -0.0615 0.5489 1.0000
9.500 0.5178 0.13154 0.12085 -0.0611 0.5392 1.0000
9.750 0.5446 0.13545 0.12474 -0.0619 0.5343 1.0000
10.000 0.5449 0.13717 0.12647 -0.0617 0.5298 1.0000
10.250 0.5509 0.13851 0.12781 -0.0615 0.5210 1.0000
10.500 0.5775 0.14252 0.13182 -0.0623 0.5161 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)