GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.25 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe797-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe797-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3744 0.12665 0.12030 -0.0139 1.0000 0.2631
-7.750 -0.3912 0.12587 0.11960 -0.0120 1.0000 0.2701
-7.500 -0.4472 0.12768 0.12157 -0.0095 1.0000 0.2735
-7.250 -0.4070 0.12182 0.11568 -0.0083 1.0000 0.2795
-7.000 -0.4152 0.12037 0.11428 -0.0062 1.0000 0.2876
-6.750 -0.4713 0.12145 0.11551 -0.0028 1.0000 0.2922
-6.500 -0.4338 0.11647 0.11050 -0.0019 1.0000 0.3008
-6.250 -0.4619 0.11581 0.10993 0.0012 1.0000 0.3093
-6.000 -0.5076 0.11485 0.10910 0.0034 1.0000 0.3132
-5.750 -0.4768 0.11154 0.10577 0.0063 1.0000 0.3261
-5.500 -0.5092 0.10966 0.10398 0.0079 1.0000 0.3338
-5.250 -0.5006 0.10740 0.10173 0.0107 1.0000 0.3464
-5.000 -0.5080 0.10473 0.09911 0.0126 1.0000 0.3565
-4.750 -0.5289 0.10263 0.09707 0.0131 1.0000 0.3720
-4.500 -0.5189 0.10029 0.09474 0.0164 1.0000 0.3853
-4.250 -0.5184 0.09773 0.09223 0.0190 1.0000 0.3999
-4.000 -0.5204 0.09549 0.09002 0.0216 1.0000 0.4197
-3.750 -0.5344 0.09357 0.08814 0.0231 1.0000 0.4494
-3.500 -0.4643 0.06896 0.06187 -0.0294 1.0000 0.2370
-3.250 -0.4329 0.06266 0.05483 -0.0357 1.0000 0.2179
-3.000 -0.4102 0.05975 0.05157 -0.0375 1.0000 0.2168
-2.750 -0.3867 0.05711 0.04856 -0.0392 1.0000 0.2167
-2.500 -0.3667 0.05525 0.04661 -0.0398 1.0000 0.2204
-2.250 -0.3458 0.05395 0.04516 -0.0403 1.0000 0.2248
-2.000 -0.3217 0.05254 0.04341 -0.0415 1.0000 0.2293
-1.750 -0.2945 0.05140 0.04164 -0.0432 1.0000 0.2358
-1.500 -0.2749 0.05060 0.04095 -0.0432 1.0000 0.2422
-1.250 -0.2514 0.05014 0.04021 -0.0439 1.0000 0.2513
-1.000 -0.2288 0.04969 0.03962 -0.0445 1.0000 0.2598
-0.750 -0.2063 0.04962 0.03935 -0.0450 1.0000 0.2709
-0.500 -0.1847 0.04955 0.03925 -0.0454 1.0000 0.2817
-0.250 -0.1623 0.04974 0.03924 -0.0460 1.0000 0.2948
0.000 -0.1414 0.05004 0.03953 -0.0463 1.0000 0.3085
0.250 -0.1205 0.05043 0.03994 -0.0467 1.0000 0.3231
0.500 -0.0997 0.05098 0.04048 -0.0470 1.0000 0.3392
0.750 -0.0573 0.05262 0.04206 -0.0511 0.9939 0.3656
1.000 -0.0029 0.05470 0.04423 -0.0574 0.9791 0.4039
1.250 0.1829 0.05306 0.04413 -0.0768 0.8522 1.0000
1.500 0.2057 0.05393 0.04467 -0.0768 0.8371 1.0000
1.750 0.2306 0.05494 0.04544 -0.0772 0.8222 1.0000
2.000 0.2580 0.05602 0.04630 -0.0779 0.8073 1.0000
2.250 0.2878 0.05710 0.04719 -0.0789 0.7926 1.0000
2.500 0.3233 0.05818 0.04808 -0.0805 0.7789 1.0000
2.750 0.3572 0.05918 0.04893 -0.0818 0.7654 1.0000
3.000 0.3710 0.06039 0.05006 -0.0809 0.7506 1.0000
3.250 0.3888 0.06173 0.05131 -0.0804 0.7370 1.0000
3.500 0.4206 0.06289 0.05236 -0.0815 0.7252 1.0000
3.750 0.4450 0.06411 0.05350 -0.0817 0.7130 1.0000
4.000 0.4524 0.06584 0.05519 -0.0804 0.7000 1.0000
4.250 0.4854 0.06699 0.05625 -0.0815 0.6900 1.0000
4.500 0.4887 0.06912 0.05837 -0.0802 0.6798 1.0000
4.750 0.5103 0.07075 0.05995 -0.0803 0.6707 1.0000
5.000 0.5189 0.07278 0.06195 -0.0796 0.6615 1.0000
5.250 0.5404 0.07449 0.06362 -0.0798 0.6534 1.0000
5.500 0.5354 0.07744 0.06658 -0.0785 0.6481 1.0000
5.750 0.5531 0.07951 0.06864 -0.0787 0.6425 1.0000
6.000 0.5698 0.08164 0.07075 -0.0788 0.6361 1.0000
6.250 0.5642 0.08480 0.07393 -0.0778 0.6336 1.0000
6.500 0.5675 0.08803 0.07718 -0.0777 0.6346 1.0000
6.750 0.5749 0.09123 0.08040 -0.0780 0.6363 1.0000
7.000 0.5911 0.09449 0.08369 -0.0791 0.6383 1.0000
7.250 0.5339 0.10365 0.09302 -0.0802 0.7107 1.0000
7.500 0.5175 0.10429 0.09369 -0.0770 0.7029 1.0000
7.750 0.5531 0.10765 0.09705 -0.0794 0.6934 1.0000
8.000 0.5444 0.10890 0.09833 -0.0772 0.6848 1.0000
8.250 0.5903 0.11312 0.10254 -0.0804 0.6743 1.0000
8.500 0.5732 0.11348 0.10295 -0.0774 0.6632 1.0000
8.750 0.6011 0.11706 0.10656 -0.0790 0.6551 1.0000
9.000 0.6100 0.11870 0.10824 -0.0784 0.6413 1.0000
9.250 0.6104 0.12091 0.11048 -0.0776 0.6321 1.0000
9.500 0.6478 0.12487 0.11449 -0.0798 0.6206 1.0000
9.750 0.6410 0.12600 0.11567 -0.0782 0.6076 1.0000
10.000 0.6472 0.12883 0.11854 -0.0782 0.5986 1.0000
10.250 0.6813 0.13270 0.12246 -0.0798 0.5858 1.0000
10.500 0.6723 0.13402 0.12383 -0.0786 0.5734 1.0000
10.750 0.6811 0.13728 0.12714 -0.0790 0.5654 1.0000
11.000 0.7165 0.14131 0.13123 -0.0804 0.5518 1.0000
11.250 0.6966 0.14244 0.13240 -0.0792 0.5422 1.0000
11.500 0.7257 0.14690 0.13692 -0.0806 0.5342 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)