GOE 777 AIRFOIL (goe777-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 777 AIRFOIL (goe777-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.99 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe777-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe777-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 777 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.0970 0.14357 0.13753 -0.0643 0.9172 0.2614
-13.000 -0.0637 0.13854 0.13239 -0.0656 0.9026 0.2697
-12.750 -0.0905 0.14054 0.13440 -0.0677 0.8947 0.2788
-12.500 -0.0528 0.13367 0.12744 -0.0683 0.8822 0.2836
-12.250 -0.0395 0.13114 0.12485 -0.0687 0.8726 0.2936
-12.000 -0.0546 0.13059 0.12432 -0.0701 0.8664 0.3007
-11.750 -0.0202 0.12584 0.11949 -0.0703 0.8564 0.3097
-11.500 -0.0579 0.12837 0.12207 -0.0716 0.8522 0.3198
-11.250 -0.0096 0.12119 0.11480 -0.0719 0.8445 0.3257
-11.000 -0.0035 0.11955 0.11316 -0.0730 0.8387 0.3373
-10.750 -0.0005 0.11702 0.11063 -0.0740 0.8338 0.3443
-10.500 0.0194 0.11420 0.10775 -0.0742 0.8286 0.3556
-10.250 0.0074 0.11307 0.10665 -0.0749 0.8251 0.3644
-10.000 0.0370 0.10938 0.10294 -0.0762 0.8192 0.3721
-9.250 -0.1733 0.07995 0.07357 -0.1064 0.8138 0.2062
-9.000 -0.1963 0.07699 0.07055 -0.1055 0.8099 0.2020
-8.750 -0.2234 0.07398 0.06746 -0.1041 0.8068 0.1986
-8.500 -0.3435 0.07084 0.06376 -0.0961 0.8059 0.1880
-8.250 -0.3547 0.06884 0.06156 -0.0936 0.8040 0.1876
-8.000 -0.3834 0.06906 0.06174 -0.0878 0.8021 0.1872
-7.750 -0.4152 0.06936 0.06200 -0.0812 0.8011 0.1867
-7.500 -0.4366 0.06859 0.06108 -0.0764 0.8012 0.1863
-7.250 -0.4492 0.06723 0.05946 -0.0729 0.8018 0.1864
-7.000 -0.7419 0.08709 0.08155 -0.0202 1.0000 0.1871
-6.750 -0.7398 0.08310 0.07744 -0.0197 1.0000 0.1850
-6.500 -0.7397 0.07817 0.07222 -0.0198 1.0000 0.1818
-6.250 -0.7383 0.07278 0.06634 -0.0203 1.0000 0.1790
-6.000 -0.7309 0.06907 0.06220 -0.0204 1.0000 0.1792
-5.750 -0.7202 0.06623 0.05899 -0.0202 1.0000 0.1805
-5.500 -0.7074 0.06371 0.05606 -0.0201 1.0000 0.1821
-5.250 -0.6929 0.06151 0.05343 -0.0200 1.0000 0.1841
-5.000 -0.6759 0.05972 0.05107 -0.0201 0.9996 0.1874
-4.750 -0.6367 0.05952 0.05079 -0.0239 0.9922 0.1932
-4.500 -0.6007 0.05939 0.05037 -0.0269 0.9820 0.2004
-4.250 -0.5662 0.05923 0.04990 -0.0297 0.9712 0.2077
-4.000 -0.5308 0.05988 0.05048 -0.0324 0.9603 0.2173
-3.750 -0.4881 0.06096 0.05143 -0.0363 0.9483 0.2284
-3.500 -0.4585 0.06123 0.05147 -0.0378 0.9330 0.2396
-3.250 -0.4314 0.06166 0.05204 -0.0389 0.9177 0.2511
-3.000 -0.4014 0.06254 0.05289 -0.0403 0.9048 0.2647
-2.500 -0.3404 0.06428 0.05473 -0.0431 0.8753 0.3025
-2.250 -0.3163 0.06503 0.05567 -0.0434 0.8618 0.3287
-2.000 -0.2757 0.06614 0.05735 -0.0461 0.8502 0.4053
-1.750 -0.2729 0.06533 0.05799 -0.0414 0.8368 0.5637
-1.500 -0.2534 0.06741 0.06063 -0.0364 0.8279 0.7323
-1.250 -0.2570 0.06739 0.06076 -0.0300 0.8130 0.7905
-1.000 -0.2229 0.07074 0.06413 -0.0280 0.8046 0.8751
-0.750 -0.2002 0.07159 0.06492 -0.0279 0.7873 0.9266
-0.500 -0.1200 0.07669 0.06973 -0.0393 0.7752 0.9764
-0.250 -0.0395 0.08104 0.07374 -0.0515 0.7618 1.0000
0.000 -0.0651 0.07963 0.07221 -0.0459 0.7509 1.0000
0.250 -0.0586 0.07989 0.07223 -0.0443 0.7404 1.0000
0.500 -0.0562 0.08074 0.07284 -0.0427 0.7327 1.0000
0.750 -0.0457 0.08128 0.07316 -0.0419 0.7201 1.0000
1.000 -0.0074 0.08487 0.07645 -0.0448 0.7151 1.0000
1.250 -0.0230 0.08390 0.07537 -0.0410 0.7033 1.0000
1.500 0.0059 0.08625 0.07748 -0.0424 0.6956 1.0000
1.750 0.0518 0.09127 0.08222 -0.0462 0.6919 1.0000
2.000 0.0262 0.08877 0.07969 -0.0411 0.6778 1.0000
2.250 0.0600 0.09187 0.08257 -0.0431 0.6721 1.0000
2.500 0.0757 0.09441 0.08495 -0.0434 0.6682 1.0000
2.750 0.0705 0.09392 0.08438 -0.0409 0.6565 1.0000
3.000 0.0997 0.09670 0.08698 -0.0423 0.6510 1.0000
3.250 0.1421 0.10174 0.09184 -0.0454 0.6480 1.0000
3.500 0.1136 0.09928 0.08935 -0.0407 0.6365 1.0000
3.750 0.1395 0.10177 0.09170 -0.0417 0.6302 1.0000
4.000 0.1769 0.10612 0.09589 -0.0440 0.6269 1.0000
4.250 0.1585 0.10524 0.09498 -0.0409 0.6197 1.0000
4.500 0.1725 0.10680 0.09645 -0.0408 0.6122 1.0000
4.750 0.2000 0.10977 0.09930 -0.0420 0.6076 1.0000
5.000 0.2388 0.11481 0.10421 -0.0444 0.6049 1.0000
5.250 0.2115 0.11263 0.10202 -0.0407 0.5961 1.0000
5.500 0.2294 0.11462 0.10394 -0.0410 0.5896 1.0000
5.750 0.2570 0.11789 0.10711 -0.0422 0.5857 1.0000
6.000 0.2930 0.12304 0.11216 -0.0444 0.5835 1.0000
6.250 0.2653 0.12072 0.10984 -0.0411 0.5764 1.0000
6.500 0.2795 0.12248 0.11155 -0.0411 0.5696 1.0000
6.750 0.3050 0.12557 0.11456 -0.0421 0.5652 1.0000
7.000 0.3399 0.13064 0.11956 -0.0441 0.5627 1.0000
7.250 0.3215 0.12953 0.11844 -0.0420 0.5580 1.0000
7.500 0.3280 0.13058 0.11947 -0.0416 0.5509 1.0000
7.750 0.3483 0.13317 0.12200 -0.0423 0.5459 1.0000
8.000 0.3779 0.13737 0.12616 -0.0437 0.5427 1.0000
8.250 0.4017 0.14207 0.13081 -0.0450 0.5407 1.0000
8.500 0.3773 0.13912 0.12788 -0.0427 0.5334 1.0000
8.750 0.3918 0.14116 0.12989 -0.0430 0.5277 1.0000
9.000 0.4152 0.14443 0.13314 -0.0439 0.5237 1.0000
9.250 0.4482 0.15002 0.13870 -0.0457 0.5212 1.0000
9.500 0.4329 0.14887 0.13756 -0.0445 0.5173 1.0000
9.750 0.4370 0.14963 0.13831 -0.0444 0.5105 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 777 AIRFOIL (goe777-il)