GOE 723 AIRFOIL (goe723-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 723 AIRFOIL (goe723-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.98 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe723-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe723-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 723 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2924 0.11620 0.10895 -0.0331 1.0000 0.2277
-9.000 -0.2768 0.11232 0.10509 -0.0320 1.0000 0.2340
-8.750 -0.2919 0.11240 0.10531 -0.0320 1.0000 0.2412
-8.500 -0.2849 0.10875 0.10174 -0.0313 1.0000 0.2449
-8.250 -0.2742 0.10563 0.09866 -0.0300 1.0000 0.2520
-8.000 -0.3009 0.10678 0.10004 -0.0288 1.0000 0.2583
-7.750 -0.2829 0.10203 0.09531 -0.0275 1.0000 0.2635
-7.500 -0.2868 0.10060 0.09400 -0.0253 1.0000 0.2714
-7.250 -0.3272 0.10266 0.09631 -0.0213 1.0000 0.2751
-7.000 -0.3064 0.09797 0.09164 -0.0195 1.0000 0.2817
-6.750 -0.3254 0.09789 0.09171 -0.0155 1.0000 0.2885
-6.500 -0.3671 0.09963 0.09366 -0.0103 1.0000 0.2913
-6.250 -0.3964 0.09969 0.09389 -0.0067 1.0000 0.2933
-6.000 -0.3745 0.09570 0.08989 -0.0043 1.0000 0.3029
-5.750 -0.4145 0.09704 0.09139 -0.0014 1.0000 0.3084
-5.500 -0.4091 0.09388 0.08828 0.0014 1.0000 0.3139
-5.250 -0.4205 0.09286 0.08734 0.0035 1.0000 0.3230
-5.000 -0.4322 0.09115 0.08572 0.0050 1.0000 0.3294
-4.750 -0.4333 0.08925 0.08386 0.0072 1.0000 0.3385
-4.500 -0.4425 0.08739 0.08206 0.0079 1.0000 0.3469
-4.250 -0.4525 0.08639 0.08111 0.0066 1.0000 0.3610
-4.000 -0.4456 0.08320 0.07795 0.0106 1.0000 0.3660
-3.750 -0.4488 0.08132 0.07610 0.0102 1.0000 0.3800
-3.500 -0.3588 0.05649 0.04974 -0.0431 1.0000 0.1774
-3.250 -0.3115 0.04992 0.04254 -0.0515 0.9937 0.1579
-3.000 -0.2726 0.04618 0.03832 -0.0565 0.9865 0.1533
-2.750 -0.2331 0.04301 0.03450 -0.0609 0.9796 0.1510
-2.500 -0.1941 0.04060 0.03142 -0.0642 0.9726 0.1491
-2.250 -0.1607 0.03900 0.02930 -0.0661 0.9653 0.1488
-2.000 -0.1212 0.03799 0.02792 -0.0687 0.9580 0.1506
-1.750 -0.0934 0.03724 0.02692 -0.0694 0.9504 0.1534
-1.500 -0.0522 0.03681 0.02614 -0.0720 0.9432 0.1616
-1.250 -0.0290 0.03649 0.02586 -0.0719 0.9351 0.1707
-1.000 0.0144 0.03633 0.02561 -0.0749 0.9280 0.1865
-0.750 0.0423 0.03609 0.02538 -0.0755 0.9199 0.2112
-0.500 0.0884 0.03555 0.02614 -0.0782 0.9125 0.4518
-0.250 0.0993 0.03594 0.02672 -0.0754 0.9044 0.5395
0.000 0.1301 0.03632 0.02746 -0.0751 0.8965 0.6504
0.250 0.1445 0.03607 0.02765 -0.0728 0.8883 0.7444
0.500 0.2142 0.03613 0.02777 -0.0821 0.8781 1.0000
0.750 0.2404 0.03703 0.02825 -0.0835 0.8682 1.0000
1.000 0.2740 0.03804 0.02890 -0.0856 0.8586 1.0000
1.250 0.3068 0.03900 0.02958 -0.0874 0.8485 1.0000
1.500 0.3276 0.04001 0.03038 -0.0873 0.8382 1.0000
1.750 0.3706 0.04101 0.03114 -0.0903 0.8285 1.0000
2.000 0.3828 0.04205 0.03207 -0.0890 0.8175 1.0000
2.250 0.4089 0.04315 0.03302 -0.0895 0.8072 1.0000
2.500 0.4444 0.04412 0.03387 -0.0912 0.7968 1.0000
2.750 0.4552 0.04539 0.03506 -0.0898 0.7858 1.0000
3.000 0.4853 0.04650 0.03610 -0.0907 0.7754 1.0000
3.250 0.5098 0.04765 0.03718 -0.0910 0.7646 1.0000
3.500 0.5223 0.04908 0.03857 -0.0899 0.7537 1.0000
3.750 0.5591 0.05013 0.03958 -0.0914 0.7439 1.0000
4.000 0.5670 0.05171 0.04114 -0.0900 0.7328 1.0000
4.250 0.5833 0.05327 0.04268 -0.0895 0.7226 1.0000
4.500 0.6162 0.05440 0.04381 -0.0905 0.7129 1.0000
4.750 0.6153 0.05650 0.04592 -0.0886 0.7029 1.0000
5.000 0.6533 0.05761 0.04705 -0.0899 0.6941 1.0000
5.250 0.6459 0.06001 0.04945 -0.0878 0.6847 1.0000
5.500 0.6767 0.06145 0.05093 -0.0885 0.6767 1.0000
5.750 0.6687 0.06411 0.05361 -0.0868 0.6695 1.0000
6.000 0.7102 0.06527 0.05483 -0.0882 0.6612 1.0000
6.250 0.6923 0.06847 0.05805 -0.0861 0.6562 1.0000
6.500 0.6947 0.07114 0.06076 -0.0855 0.6525 1.0000
6.750 0.7318 0.07267 0.06238 -0.0866 0.6443 1.0000
7.000 0.7240 0.07588 0.06564 -0.0857 0.6428 1.0000
7.250 0.7288 0.07901 0.06884 -0.0858 0.6435 1.0000
7.500 0.7383 0.08216 0.07206 -0.0863 0.6446 1.0000
8.750 0.8211 0.09093 0.08137 -0.0833 0.5790 1.0000
9.000 0.7735 0.09714 0.08757 -0.0835 0.6005 1.0000
9.250 0.9957 0.07278 0.06390 -0.0720 0.4794 1.0000
9.500 1.0280 0.07004 0.06142 -0.0686 0.4572 1.0000
9.750 1.2266 0.03835 0.02978 -0.0538 0.3268 1.0000
10.000 1.2147 0.04040 0.03118 -0.0491 0.2736 1.0000
10.250 1.2103 0.04281 0.03317 -0.0460 0.2404 1.0000
10.500 1.2153 0.04487 0.03490 -0.0437 0.2182 1.0000
10.750 1.2287 0.04663 0.03639 -0.0419 0.2007 1.0000
11.000 1.2539 0.04811 0.03774 -0.0408 0.1855 1.0000
11.250 1.2935 0.04956 0.03907 -0.0406 0.1716 1.0000
11.500 1.3465 0.05167 0.04104 -0.0422 0.1585 1.0000
11.750 1.3558 0.05427 0.04403 -0.0405 0.1529 1.0000
12.000 1.4036 0.05769 0.04744 -0.0427 0.1438 1.0000
12.250 1.3977 0.06060 0.05076 -0.0396 0.1412 1.0000
12.500 1.3941 0.06379 0.05428 -0.0372 0.1384 1.0000
12.750 1.4047 0.06721 0.05788 -0.0361 0.1344 1.0000
13.000 1.4242 0.07182 0.06256 -0.0362 0.1303 1.0000
13.250 1.4026 0.07544 0.06651 -0.0332 0.1299 1.0000
13.500 1.3782 0.07956 0.07094 -0.0310 0.1298 1.0000
13.750 1.3521 0.08430 0.07596 -0.0297 0.1298 1.0000
14.000 1.3248 0.08971 0.08161 -0.0292 0.1301 1.0000
14.250 1.2965 0.09583 0.08794 -0.0297 0.1306 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 723 AIRFOIL (goe723-il)