GOE 703 AIRFOIL (goe703-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 703 AIRFOIL (goe703-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.53 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe703-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe703-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 703 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3158 0.12316 0.11589 -0.0293 1.0000 0.3440
-10.250 -0.6026 0.08228 0.07494 -0.0499 1.0000 0.1724
-10.000 -0.6264 0.07967 0.07238 -0.0457 1.0000 0.1717
-9.750 -0.6611 0.07748 0.07023 -0.0402 1.0000 0.1709
-9.500 -0.6946 0.07566 0.06844 -0.0341 1.0000 0.1696
-9.250 -0.7356 0.07417 0.06695 -0.0267 1.0000 0.1685
-9.000 -0.7750 0.07234 0.06507 -0.0196 1.0000 0.1673
-8.750 -0.8126 0.07018 0.06281 -0.0126 1.0000 0.1662
-8.500 -0.8460 0.06789 0.06034 -0.0058 1.0000 0.1653
-8.250 -0.8746 0.06546 0.05771 0.0006 1.0000 0.1647
-8.000 -0.8962 0.06309 0.05511 0.0064 1.0000 0.1645
-7.750 -0.9131 0.06078 0.05255 0.0118 1.0000 0.1647
-7.500 -0.9256 0.05852 0.05002 0.0168 1.0000 0.1653
-7.250 -0.9346 0.05639 0.04759 0.0215 1.0000 0.1666
-7.000 -0.9411 0.05437 0.04525 0.0261 1.0000 0.1683
-6.750 -0.9477 0.05240 0.04286 0.0308 1.0000 0.1708
-6.500 -0.9476 0.05056 0.04072 0.0346 1.0000 0.1737
-6.250 -0.9146 0.04946 0.03969 0.0324 0.9928 0.1804
-6.000 -0.8951 0.04780 0.03751 0.0330 0.9846 0.1874
-5.750 -0.8635 0.04675 0.03654 0.0313 0.9765 0.1973
-5.500 -0.8410 0.04554 0.03507 0.0315 0.9692 0.2086
-5.250 -0.8188 0.04474 0.03409 0.0318 0.9617 0.2230
-5.000 -0.7935 0.04390 0.03323 0.0316 0.9541 0.2418
-4.750 -0.7678 0.04303 0.03250 0.0313 0.9469 0.2646
-4.500 -0.7458 0.04225 0.03190 0.0316 0.9403 0.2916
-4.250 -0.7146 0.04166 0.03137 0.0304 0.9331 0.3264
-4.000 -0.6937 0.04097 0.03090 0.0309 0.9261 0.3566
-3.750 -0.6543 0.04062 0.03080 0.0282 0.9185 0.3997
-3.500 -0.6282 0.04022 0.03068 0.0278 0.9119 0.4407
-3.250 -0.5944 0.03978 0.03068 0.0261 0.9044 0.4944
-3.000 -0.3542 0.04479 0.03749 -0.0044 0.8879 0.7811
-2.750 -0.1828 0.05128 0.04332 -0.0229 0.8769 0.8659
-2.500 -0.0713 0.05366 0.04536 -0.0365 0.8660 0.9092
-2.250 0.1195 0.05362 0.04483 -0.0646 0.8575 0.9623
-2.000 0.2220 0.05245 0.04344 -0.0810 0.8471 1.0000
-1.750 0.2487 0.05211 0.04295 -0.0829 0.8392 1.0000
-1.500 0.2389 0.05290 0.04367 -0.0790 0.8301 1.0000
-1.250 0.2452 0.05328 0.04396 -0.0775 0.8215 1.0000
-1.000 0.2783 0.05317 0.04372 -0.0798 0.8142 1.0000
-0.750 0.2479 0.05457 0.04511 -0.0727 0.8045 1.0000
-0.500 0.2765 0.05467 0.04509 -0.0741 0.7969 1.0000
-0.250 0.2637 0.05582 0.04620 -0.0695 0.7885 1.0000
0.000 0.2627 0.05667 0.04699 -0.0667 0.7803 1.0000
0.250 0.3125 0.05653 0.04673 -0.0706 0.7733 1.0000
0.500 0.2655 0.05853 0.04873 -0.0616 0.7650 1.0000
0.750 0.2793 0.05919 0.04932 -0.0606 0.7570 1.0000
1.000 0.2927 0.06004 0.05010 -0.0595 0.7499 1.0000
1.250 0.2704 0.06157 0.05162 -0.0541 0.7428 1.0000
1.500 0.2864 0.06237 0.05236 -0.0534 0.7358 1.0000
1.750 0.2944 0.06350 0.05343 -0.0517 0.7293 1.0000
2.000 0.2734 0.06514 0.05505 -0.0467 0.7237 1.0000
2.250 0.2797 0.06626 0.05613 -0.0448 0.7172 1.0000
2.500 0.3049 0.06721 0.05702 -0.0451 0.7101 1.0000
2.750 0.2825 0.06909 0.05888 -0.0403 0.7072 1.0000
3.000 0.2708 0.07074 0.06052 -0.0368 0.7041 1.0000
3.250 0.2636 0.07251 0.06226 -0.0339 0.7035 1.0000
3.500 0.2584 0.07448 0.06421 -0.0316 0.7061 1.0000
3.750 0.2610 0.07656 0.06627 -0.0303 0.7092 1.0000
5.000 0.2097 0.08853 0.07820 -0.0187 0.7733 1.0000
5.250 0.1918 0.08762 0.07728 -0.0137 0.7611 1.0000
5.500 0.2307 0.09142 0.08107 -0.0166 0.7527 1.0000
5.750 0.2127 0.09063 0.08025 -0.0117 0.7402 1.0000
6.000 0.2525 0.09464 0.08426 -0.0146 0.7320 1.0000
6.250 0.2341 0.09376 0.08336 -0.0098 0.7187 1.0000
6.500 0.2650 0.09728 0.08687 -0.0115 0.7110 1.0000
6.750 0.2568 0.09711 0.08670 -0.0081 0.6967 1.0000
7.000 0.2665 0.09912 0.08870 -0.0072 0.6872 1.0000
7.250 0.2880 0.10117 0.09076 -0.0073 0.6734 1.0000
7.500 0.2817 0.10199 0.09158 -0.0046 0.6605 1.0000
7.750 0.3151 0.10567 0.09526 -0.0062 0.6502 1.0000
8.000 0.3119 0.10598 0.09559 -0.0036 0.6341 1.0000
8.250 0.3100 0.10745 0.09706 -0.0017 0.6219 1.0000
8.500 0.3489 0.11142 0.10106 -0.0034 0.6097 1.0000
8.750 0.3367 0.11145 0.10109 -0.0004 0.5940 1.0000
9.000 0.3371 0.11344 0.10309 0.0010 0.5833 1.0000
9.250 0.3782 0.11744 0.10712 -0.0005 0.5693 1.0000
9.500 0.3530 0.11734 0.10702 0.0029 0.5566 1.0000
9.750 0.3760 0.12088 0.11058 0.0025 0.5482 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 703 AIRFOIL (goe703-il)