GOE 796 AIRFOIL (goe796-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 796 AIRFOIL (goe796-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.16 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe796-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe796-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 796 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3399 0.10981 0.10272 -0.0314 1.0000 0.2348
-8.500 -0.3468 0.10736 0.10039 -0.0306 1.0000 0.2395
-8.250 -0.3408 0.10472 0.09780 -0.0290 1.0000 0.2495
-8.000 -0.3808 0.10550 0.09881 -0.0273 1.0000 0.2529
-7.750 -0.3514 0.10051 0.09378 -0.0254 1.0000 0.2654
-7.500 -0.3941 0.10130 0.09482 -0.0221 1.0000 0.2686
-7.250 -0.3691 0.09682 0.09031 -0.0203 1.0000 0.2811
-7.000 -0.4139 0.09755 0.09128 -0.0159 1.0000 0.2844
-6.750 -0.3948 0.09363 0.08737 -0.0137 1.0000 0.2961
-6.500 -0.4427 0.09423 0.08818 -0.0105 1.0000 0.3007
-6.250 -0.4258 0.09061 0.08459 -0.0070 1.0000 0.3120
-5.750 -0.4729 0.08827 0.08247 -0.0029 1.0000 0.3329
-5.500 -0.4602 0.08498 0.07922 0.0012 1.0000 0.3445
-5.250 -0.4662 0.08271 0.07703 0.0039 1.0000 0.3579
-5.000 -0.4724 0.08055 0.07492 0.0066 1.0000 0.3744
-4.750 -0.4617 0.06194 0.05519 -0.0294 1.0000 0.1876
-4.500 -0.4369 0.05238 0.04456 -0.0363 1.0000 0.1587
-4.250 -0.4216 0.05009 0.04237 -0.0353 1.0000 0.1633
-4.000 -0.4007 0.04685 0.03871 -0.0363 1.0000 0.1692
-3.750 -0.3804 0.04439 0.03597 -0.0367 1.0000 0.1803
-3.500 -0.3606 0.04274 0.03412 -0.0366 1.0000 0.1969
-3.250 -0.3382 0.04083 0.03187 -0.0370 1.0000 0.2105
-3.000 -0.3127 0.03889 0.02943 -0.0377 1.0000 0.2181
-2.750 -0.2900 0.03755 0.02791 -0.0377 1.0000 0.2280
-2.500 -0.2642 0.03629 0.02616 -0.0382 1.0000 0.2357
-2.250 -0.2408 0.03522 0.02495 -0.0383 1.0000 0.2430
-2.000 -0.2168 0.03451 0.02398 -0.0384 1.0000 0.2554
-1.750 -0.1931 0.03396 0.02323 -0.0385 1.0000 0.2684
-1.500 -0.1699 0.03340 0.02264 -0.0384 1.0000 0.2813
-1.250 -0.1467 0.03305 0.02219 -0.0384 1.0000 0.2989
-1.000 -0.1235 0.03282 0.02197 -0.0383 1.0000 0.3210
-0.750 -0.0989 0.03273 0.02189 -0.0385 1.0000 0.3501
-0.500 -0.0739 0.03261 0.02196 -0.0388 1.0000 0.3880
-0.250 -0.0464 0.03233 0.02209 -0.0395 1.0000 0.4511
0.000 -0.0319 0.03015 0.02185 -0.0362 1.0000 1.0000
0.250 0.0239 0.03165 0.02249 -0.0425 0.9866 1.0000
0.500 0.0790 0.03315 0.02355 -0.0487 0.9715 1.0000
0.750 0.1246 0.03432 0.02442 -0.0531 0.9556 1.0000
1.000 0.1661 0.03536 0.02524 -0.0566 0.9401 1.0000
1.250 0.2070 0.03638 0.02607 -0.0599 0.9253 1.0000
1.500 0.2478 0.03737 0.02691 -0.0631 0.9112 1.0000
1.750 0.2850 0.03827 0.02769 -0.0655 0.8969 1.0000
2.000 0.3183 0.03910 0.02844 -0.0673 0.8822 1.0000
2.250 0.3509 0.03994 0.02920 -0.0688 0.8675 1.0000
2.500 0.3844 0.04074 0.02996 -0.0704 0.8524 1.0000
2.750 0.4178 0.04152 0.03070 -0.0719 0.8372 1.0000
3.000 0.4506 0.04228 0.03143 -0.0731 0.8219 1.0000
3.250 0.4830 0.04301 0.03215 -0.0742 0.8064 1.0000
3.500 0.5146 0.04373 0.03288 -0.0751 0.7910 1.0000
3.750 0.5450 0.04445 0.03362 -0.0758 0.7755 1.0000
4.000 0.5739 0.04519 0.03439 -0.0761 0.7601 1.0000
4.250 0.6001 0.04604 0.03526 -0.0762 0.7448 1.0000
4.500 0.6240 0.04698 0.03626 -0.0760 0.7297 1.0000
4.750 0.6458 0.04803 0.03734 -0.0756 0.7147 1.0000
5.000 0.6640 0.04932 0.03867 -0.0749 0.7003 1.0000
5.250 0.6807 0.05073 0.04013 -0.0741 0.6863 1.0000
5.500 0.6988 0.05208 0.04155 -0.0734 0.6727 1.0000
5.750 0.7218 0.05302 0.04256 -0.0729 0.6589 1.0000
6.000 0.7494 0.05337 0.04299 -0.0722 0.6434 1.0000
6.250 0.7797 0.05326 0.04299 -0.0713 0.6272 1.0000
6.500 0.8101 0.05309 0.04291 -0.0704 0.6119 1.0000
6.750 0.8409 0.05303 0.04297 -0.0696 0.5989 1.0000
7.000 0.9007 0.05027 0.04043 -0.0697 0.5888 1.0000
7.250 0.9194 0.05092 0.04119 -0.0681 0.5743 1.0000
7.500 0.9435 0.05099 0.04138 -0.0665 0.5596 1.0000
7.750 0.9761 0.05020 0.04076 -0.0652 0.5448 1.0000
8.000 1.0262 0.04792 0.03870 -0.0648 0.5296 1.0000
8.250 1.1120 0.04257 0.03356 -0.0663 0.5118 1.0000
8.500 1.1271 0.04293 0.03404 -0.0636 0.4903 1.0000
8.750 1.1898 0.03959 0.03067 -0.0641 0.4631 1.0000
9.000 1.2320 0.03831 0.02928 -0.0636 0.4348 1.0000
9.250 1.2428 0.03935 0.03040 -0.0607 0.4102 1.0000
9.500 1.2691 0.03978 0.03073 -0.0594 0.3850 1.0000
9.750 1.2891 0.04072 0.03163 -0.0576 0.3616 1.0000
10.000 1.3096 0.04187 0.03274 -0.0561 0.3395 1.0000
10.250 1.3192 0.04356 0.03454 -0.0535 0.3203 1.0000
10.500 1.3315 0.04522 0.03626 -0.0512 0.3018 1.0000
10.750 1.3453 0.04673 0.03780 -0.0491 0.2839 1.0000
11.000 1.3584 0.04831 0.03943 -0.0470 0.2674 1.0000
11.500 1.3819 0.05124 0.04241 -0.0426 0.2366 1.0000
11.750 1.3823 0.05288 0.04415 -0.0392 0.2233 1.0000
12.000 1.3935 0.05379 0.04492 -0.0370 0.2070 1.0000
12.250 1.3708 0.05668 0.04819 -0.0318 0.2006 1.0000
12.500 1.3717 0.05858 0.05010 -0.0290 0.1885 1.0000
12.750 1.3763 0.06084 0.05234 -0.0267 0.1761 1.0000
13.000 1.3666 0.06387 0.05555 -0.0237 0.1677 1.0000
13.250 1.1657 0.08858 0.08133 -0.0252 0.2118 1.0000
13.500 1.1361 0.09679 0.08957 -0.0271 0.2087 1.0000
13.750 1.2872 0.07839 0.07086 -0.0170 0.1597 1.0000
14.000 1.2464 0.08568 0.07838 -0.0172 0.1611 1.0000
14.250 1.2035 0.09443 0.08730 -0.0192 0.1628 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 796 AIRFOIL (goe796-il)