GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.92 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe797-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe797-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 797 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2450 0.10488 0.09999 -0.0600 0.9644 0.1546
-8.000 -0.2403 0.10170 0.09681 -0.0636 0.9574 0.1599
-7.750 -0.3106 0.09760 0.09277 -0.0762 0.9396 0.1643
-7.500 -0.2582 0.09423 0.08939 -0.0710 0.9407 0.1663
-7.250 -0.2165 0.09120 0.08630 -0.0721 0.9390 0.1716
-7.000 -0.2301 0.08930 0.08444 -0.0716 0.9280 0.1760
-6.750 -0.2822 0.08412 0.07919 -0.0804 0.9126 0.1823
-6.500 -0.2484 0.08171 0.07684 -0.0777 0.9100 0.1847
-6.250 -0.3082 0.06220 0.05632 -0.0913 0.8970 0.1318
-6.000 -0.2900 0.05909 0.05321 -0.0917 0.8921 0.1301
-5.750 -0.2688 0.05409 0.04788 -0.0947 0.8886 0.1287
-5.500 -0.2610 0.05046 0.04388 -0.0944 0.8825 0.1280
-5.250 -0.2495 0.04707 0.04005 -0.0940 0.8760 0.1280
-5.000 -0.2205 0.04358 0.03587 -0.0961 0.8724 0.1308
-4.750 -0.1846 0.04126 0.03326 -0.0987 0.8700 0.1350
-4.500 -0.1806 0.04109 0.03309 -0.0954 0.8624 0.1372
-4.250 -0.1545 0.04005 0.03182 -0.0958 0.8575 0.1419
-4.000 -0.1177 0.03840 0.02962 -0.0979 0.8543 0.1485
-3.750 -0.0778 0.03736 0.02863 -0.1004 0.8521 0.1551
-3.500 -0.0786 0.03765 0.02881 -0.0964 0.8437 0.1589
-3.250 -0.0475 0.03673 0.02759 -0.0973 0.8393 0.1663
-3.000 -0.0093 0.03607 0.02691 -0.0993 0.8363 0.1757
-2.750 0.0334 0.03514 0.02584 -0.1020 0.8343 0.1864
-2.500 0.0284 0.03592 0.02663 -0.0975 0.8247 0.1908
-2.250 0.0626 0.03541 0.02599 -0.0987 0.8208 0.2019
-2.000 0.1037 0.03489 0.02542 -0.1010 0.8181 0.2154
-1.750 0.1114 0.03539 0.02598 -0.0985 0.8103 0.2224
-1.500 0.1391 0.03539 0.02590 -0.0987 0.8049 0.2350
-1.250 0.1813 0.03469 0.02529 -0.1009 0.8015 0.2507
-1.000 0.1980 0.03489 0.02555 -0.0994 0.7924 0.2616
-0.750 0.2387 0.03404 0.02477 -0.1010 0.7861 0.2804
-0.500 0.2950 0.03254 0.02337 -0.1046 0.7830 0.3083
-0.250 0.3000 0.03318 0.02414 -0.1014 0.7713 0.3237
0.000 0.3430 0.03209 0.02335 -0.1033 0.7677 0.3722
0.250 0.3783 0.02966 0.02278 -0.1024 0.7660 0.7730
0.500 0.4007 0.03062 0.02380 -0.1019 0.7555 1.0000
0.750 0.4406 0.03029 0.02323 -0.1034 0.7511 1.0000
1.000 0.4914 0.02950 0.02222 -0.1064 0.7488 1.0000
1.250 0.5428 0.02858 0.02112 -0.1094 0.7470 1.0000
1.500 0.5336 0.03020 0.02271 -0.1042 0.7330 1.0000
1.750 0.5841 0.02924 0.02161 -0.1070 0.7308 1.0000
2.000 0.6345 0.02828 0.02052 -0.1097 0.7289 1.0000
2.250 0.6288 0.02981 0.02204 -0.1050 0.7148 1.0000
2.500 0.6788 0.02879 0.02091 -0.1076 0.7125 1.0000
2.750 0.6810 0.02998 0.02208 -0.1039 0.6995 1.0000
3.000 0.7297 0.02892 0.02094 -0.1062 0.6963 1.0000
3.250 0.7809 0.02779 0.01971 -0.1090 0.6935 1.0000
3.500 0.7857 0.02876 0.02069 -0.1055 0.6802 1.0000
3.750 0.8346 0.02772 0.01958 -0.1079 0.6766 1.0000
4.000 0.8456 0.02841 0.02028 -0.1052 0.6645 1.0000
4.250 0.8913 0.02750 0.01930 -0.1073 0.6595 1.0000
4.500 0.9096 0.02782 0.01962 -0.1055 0.6484 1.0000
4.750 0.9524 0.02699 0.01873 -0.1071 0.6419 1.0000
5.000 0.9721 0.02720 0.01893 -0.1055 0.6303 1.0000
5.250 1.0156 0.02639 0.01805 -0.1073 0.6234 1.0000
5.500 1.0315 0.02677 0.01846 -0.1052 0.6110 1.0000
5.750 1.0781 0.02594 0.01754 -0.1076 0.6045 1.0000
6.000 1.0910 0.02646 0.01810 -0.1051 0.5914 1.0000
6.250 1.1198 0.02640 0.01800 -0.1050 0.5816 1.0000
6.500 1.1511 0.02618 0.01774 -0.1052 0.5717 1.0000
6.750 1.1688 0.02655 0.01813 -0.1034 0.5599 1.0000
7.000 1.2135 0.02586 0.01729 -0.1056 0.5520 1.0000
7.250 1.2233 0.02647 0.01798 -0.1026 0.5393 1.0000
7.500 1.2456 0.02664 0.01813 -0.1016 0.5284 1.0000
7.750 1.2810 0.02633 0.01770 -0.1025 0.5189 1.0000
8.000 1.2911 0.02701 0.01847 -0.0997 0.5077 1.0000
8.250 1.3224 0.02703 0.01841 -0.1001 0.4988 1.0000
8.500 1.3375 0.02762 0.01906 -0.0981 0.4891 1.0000
8.750 1.3631 0.02795 0.01937 -0.0978 0.4807 1.0000
9.000 1.3816 0.02845 0.01990 -0.0964 0.4716 1.0000
9.250 1.4033 0.02894 0.02040 -0.0955 0.4631 1.0000
9.500 1.4235 0.02941 0.02089 -0.0944 0.4541 1.0000
9.750 1.4413 0.03002 0.02154 -0.0929 0.4455 1.0000
10.000 1.4644 0.03041 0.02191 -0.0923 0.4363 1.0000
10.250 1.4754 0.03122 0.02280 -0.0898 0.4275 1.0000
10.500 1.5060 0.03145 0.02295 -0.0903 0.4178 1.0000
10.750 1.5036 0.03250 0.02416 -0.0858 0.4090 1.0000
11.000 1.5376 0.03274 0.02428 -0.0868 0.3984 1.0000
11.250 1.5300 0.03388 0.02558 -0.0816 0.3893 1.0000
11.500 1.5489 0.03447 0.02615 -0.0804 0.3787 1.0000
11.750 1.5647 0.03509 0.02673 -0.0788 0.3675 1.0000
12.000 1.5594 0.03642 0.02820 -0.0744 0.3575 1.0000
12.250 1.5784 0.03705 0.02876 -0.0733 0.3456 1.0000
12.500 1.5812 0.03814 0.02989 -0.0702 0.3344 1.0000
12.750 1.5773 0.03968 0.03153 -0.0665 0.3238 1.0000
13.000 1.5946 0.04042 0.03217 -0.0654 0.3122 1.0000
13.250 1.5859 0.04218 0.03406 -0.0615 0.3021 1.0000
13.500 1.5882 0.04366 0.03558 -0.0590 0.2924 1.0000
13.750 1.5986 0.04466 0.03655 -0.0574 0.2824 1.0000
14.000 1.5863 0.04704 0.03911 -0.0540 0.2743 1.0000
14.250 1.6045 0.04766 0.03961 -0.0531 0.2652 1.0000
14.500 1.5860 0.05063 0.04284 -0.0497 0.2581 1.0000
14.750 1.6003 0.05146 0.04359 -0.0487 0.2501 1.0000
15.000 1.5872 0.05441 0.04676 -0.0461 0.2435 1.0000
15.250 1.5919 0.05599 0.04836 -0.0447 0.2363 1.0000
15.500 1.5901 0.05824 0.05070 -0.0432 0.2299 1.0000
15.750 1.5827 0.06094 0.05353 -0.0415 0.2234 1.0000
16.000 1.5936 0.06211 0.05463 -0.0406 0.2165 1.0000
16.250 1.5759 0.06598 0.05874 -0.0390 0.2108 1.0000
16.500 1.5951 0.06624 0.05881 -0.0384 0.2029 1.0000
16.750 1.5710 0.07104 0.06391 -0.0372 0.1979 1.0000
17.000 1.5944 0.07076 0.06335 -0.0366 0.1891 1.0000
17.250 1.5661 0.07628 0.06921 -0.0359 0.1849 1.0000
17.500 1.5665 0.07861 0.07153 -0.0354 0.1780 1.0000
17.750 1.5640 0.08149 0.07445 -0.0350 0.1721 1.0000
18.000 1.5470 0.08623 0.07939 -0.0350 0.1672 1.0000
18.250 1.5719 0.08580 0.07876 -0.0342 0.1598 1.0000
18.500 1.5415 0.09240 0.08570 -0.0349 0.1566 1.0000
18.750 1.5299 0.09676 0.09020 -0.0354 0.1518 1.0000
19.000 1.5472 0.09717 0.09048 -0.0348 0.1453 1.0000
19.250 1.5127 0.10497 0.09863 -0.0367 0.1424 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)