GOE 777 AIRFOIL (goe777-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 777 AIRFOIL (goe777-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.14 at α=0.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe777-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe777-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.1955 0.12689 0.11914 -0.0554 0.7417 0.0898
-13.000 -0.1989 0.12208 0.11428 -0.0580 0.7361 0.0902
-12.750 -0.2049 0.11681 0.10895 -0.0608 0.7316 0.0906
-12.500 -0.2028 0.11265 0.10478 -0.0629 0.7257 0.0912
-12.250 -0.2073 0.10729 0.09942 -0.0658 0.7208 0.0912
-12.000 -0.2087 0.10268 0.09478 -0.0681 0.7158 0.0918
-11.750 -0.2087 0.09857 0.09062 -0.0699 0.7113 0.0929
-11.500 -0.2198 0.09223 0.08423 -0.0736 0.7082 0.0940
-11.250 -0.3062 0.07397 0.06580 -0.0884 0.7093 0.0927
-11.000 -0.3616 0.06570 0.05720 -0.0934 0.7067 0.0923
-10.750 -0.3793 0.06240 0.05375 -0.0932 0.7016 0.0930
-10.500 -0.3913 0.05964 0.05078 -0.0921 0.6968 0.0940
-10.250 -0.3986 0.05693 0.04779 -0.0909 0.6923 0.0951
-10.000 -0.4026 0.05432 0.04484 -0.0895 0.6884 0.0965
-9.750 -0.4050 0.05182 0.04187 -0.0878 0.6848 0.0984
-9.500 -0.3990 0.04984 0.03964 -0.0866 0.6801 0.1005
-9.250 -0.3811 0.04865 0.03843 -0.0861 0.6757 0.1029
-9.000 -0.3670 0.04717 0.03676 -0.0852 0.6718 0.1055
-8.750 -0.3546 0.04553 0.03470 -0.0840 0.6685 0.1086
-8.500 -0.3350 0.04427 0.03332 -0.0833 0.6653 0.1116
-8.250 -0.3147 0.04329 0.03224 -0.0827 0.6619 0.1152
-8.000 -0.2975 0.04231 0.03103 -0.0818 0.6576 0.1193
-7.750 -0.2764 0.04148 0.03018 -0.0813 0.6534 0.1232
-7.500 -0.2548 0.04075 0.02938 -0.0807 0.6497 0.1278
-7.250 -0.2332 0.03996 0.02837 -0.0800 0.6466 0.1331
-7.000 -0.2090 0.03932 0.02777 -0.0796 0.6439 0.1382
-6.750 -0.1851 0.03870 0.02692 -0.0789 0.6416 0.1447
-6.500 -0.1651 0.03846 0.02684 -0.0784 0.6376 0.1500
-6.250 -0.1452 0.03828 0.02662 -0.0776 0.6335 0.1566
-6.000 -0.1243 0.03800 0.02637 -0.0768 0.6298 0.1630
-5.750 -0.1028 0.03773 0.02608 -0.0760 0.6265 0.1707
-5.500 -0.0807 0.03741 0.02576 -0.0752 0.6238 0.1787
-5.250 -0.0577 0.03707 0.02536 -0.0744 0.6213 0.1889
-5.000 -0.0400 0.03698 0.02537 -0.0732 0.6180 0.1990
-4.750 -0.0292 0.03736 0.02588 -0.0716 0.6132 0.2109
-4.500 -0.0154 0.03746 0.02611 -0.0701 0.6089 0.2280
-4.250 0.0005 0.03730 0.02615 -0.0687 0.6053 0.2556
-4.000 0.0186 0.03694 0.02600 -0.0673 0.6021 0.3043
-3.750 0.0388 0.03644 0.02575 -0.0659 0.5993 0.3706
-3.500 0.0422 0.03717 0.02681 -0.0631 0.5935 0.4185
-3.250 0.0475 0.03787 0.02786 -0.0602 0.5873 0.4700
-3.000 0.0652 0.03807 0.02822 -0.0579 0.5828 0.5325
-2.750 0.0887 0.03807 0.02818 -0.0562 0.5794 0.5859
-2.500 0.1156 0.03797 0.02801 -0.0546 0.5767 0.6310
-2.250 0.0998 0.04018 0.03041 -0.0506 0.5664 0.6527
-2.000 0.1150 0.04066 0.03094 -0.0480 0.5615 0.6937
-1.750 0.1379 0.04076 0.03107 -0.0453 0.5582 0.7396
-1.500 0.1646 0.04078 0.03107 -0.0429 0.5556 0.7821
-1.250 0.1415 0.04350 0.03397 -0.0386 0.5445 0.8021
-1.000 0.1623 0.04413 0.03458 -0.0369 0.5393 0.8340
-0.750 0.1998 0.04418 0.03450 -0.0371 0.5362 0.8627
-0.500 0.2459 0.04401 0.03412 -0.0388 0.5338 0.8839
-0.250 0.2224 0.04761 0.03790 -0.0365 0.5203 0.9079
0.000 0.2684 0.04795 0.03808 -0.0395 0.5161 0.9271
0.250 0.3260 0.04782 0.03773 -0.0438 0.5136 0.9438
0.500 0.3870 0.04755 0.03722 -0.0485 0.5114 0.9586
1.000 0.4063 0.05225 0.04191 -0.0519 0.4927 1.0000
1.250 0.4172 0.05175 0.04123 -0.0493 0.4904 1.0000
1.750 0.3555 0.05695 0.04628 -0.0404 0.4718 1.0000
2.000 0.3261 0.06085 0.05015 -0.0379 0.4605 1.0000
2.250 0.3411 0.06179 0.05093 -0.0372 0.4559 1.0000
2.500 0.3659 0.06208 0.05105 -0.0369 0.4533 1.0000
3.000 0.3575 0.06760 0.05645 -0.0352 0.4394 1.0000
3.250 0.3789 0.06838 0.05709 -0.0349 0.4367 1.0000
3.500 0.4050 0.06877 0.05733 -0.0347 0.4348 1.0000
3.750 0.3764 0.07388 0.06248 -0.0340 0.4245 1.0000
4.000 0.3952 0.07497 0.06346 -0.0337 0.4215 1.0000
4.250 0.4182 0.07571 0.06409 -0.0336 0.4193 1.0000
4.750 0.4071 0.08270 0.07105 -0.0332 0.4090 1.0000
5.000 0.4231 0.08418 0.07245 -0.0331 0.4061 1.0000
5.250 0.4446 0.08516 0.07333 -0.0330 0.4040 1.0000
5.500 0.4403 0.08859 0.07676 -0.0330 0.3992 1.0000
5.750 0.4391 0.09184 0.08001 -0.0330 0.3952 1.0000
6.000 0.4484 0.09415 0.08227 -0.0331 0.3925 1.0000
6.250 0.4634 0.09590 0.08398 -0.0332 0.3903 1.0000
6.500 0.4833 0.09719 0.08521 -0.0332 0.3884 1.0000
6.750 0.4849 0.10020 0.08820 -0.0333 0.3849 1.0000
7.000 0.4797 0.10382 0.09184 -0.0335 0.3808 1.0000
7.250 0.4861 0.10647 0.09448 -0.0337 0.3783 1.0000
7.500 0.4973 0.10866 0.09666 -0.0339 0.3761 1.0000
7.750 0.5140 0.11036 0.09832 -0.0340 0.3741 1.0000
8.000 0.5352 0.11166 0.09957 -0.0341 0.3723 1.0000
8.250 0.5266 0.11542 0.10337 -0.0344 0.3684 1.0000
8.500 0.5254 0.11863 0.10660 -0.0347 0.3656 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 777 AIRFOIL (goe777-il)