GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.93 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe797-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe797-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3160 0.13706 0.12963 -0.0447 1.0000 0.1114
-10.750 -0.3108 0.13454 0.12717 -0.0424 1.0000 0.1086
-10.250 -0.3613 0.12753 0.12032 -0.0435 0.9995 0.0967
-10.000 -0.3427 0.12337 0.11612 -0.0463 0.9949 0.0959
-9.750 -0.3316 0.11890 0.11162 -0.0501 0.9894 0.0956
-9.500 -0.3257 0.11401 0.10672 -0.0548 0.9836 0.0959
-9.250 -0.3229 0.10908 0.10178 -0.0593 0.9765 0.0962
-9.000 -0.3182 0.10391 0.09659 -0.0643 0.9706 0.0963
-8.750 -0.3168 0.09933 0.09200 -0.0677 0.9621 0.0962
-8.500 -0.3165 0.09455 0.08721 -0.0715 0.9542 0.0960
-8.250 -0.3213 0.08909 0.08173 -0.0764 0.9457 0.0959
-8.000 -0.3348 0.08233 0.07490 -0.0819 0.9341 0.0962
-7.750 -0.3539 0.07461 0.06696 -0.0870 0.9230 0.0967
-7.500 -0.3361 0.07236 0.06471 -0.0883 0.9173 0.0984
-7.250 -0.3282 0.06989 0.06217 -0.0887 0.9096 0.0997
-7.000 -0.3216 0.06601 0.05812 -0.0906 0.9023 0.1010
-6.750 -0.3148 0.06192 0.05377 -0.0924 0.8955 0.1023
-6.500 -0.3087 0.05870 0.05031 -0.0927 0.8874 0.1043
-6.000 -0.2874 0.05128 0.04194 -0.0946 0.8743 0.1104
-5.750 -0.2680 0.04802 0.03814 -0.0958 0.8690 0.1133
-5.500 -0.2372 0.04694 0.03704 -0.0973 0.8655 0.1168
-5.250 -0.2259 0.04609 0.03605 -0.0955 0.8577 0.1200
-5.000 -0.2023 0.04429 0.03385 -0.0960 0.8526 0.1246
-4.750 -0.1714 0.04235 0.03141 -0.0977 0.8491 0.1301
-4.500 -0.1536 0.04189 0.03095 -0.0966 0.8427 0.1341
-4.250 -0.1315 0.04105 0.02990 -0.0963 0.8369 0.1394
-4.000 -0.1001 0.03988 0.02836 -0.0975 0.8333 0.1464
-3.500 -0.0561 0.03891 0.02709 -0.0965 0.8220 0.1593
-3.250 -0.0273 0.03837 0.02656 -0.0970 0.8177 0.1666
-3.000 0.0076 0.03769 0.02561 -0.0984 0.8147 0.1768
-2.750 0.0217 0.03772 0.02574 -0.0967 0.8076 0.1831
-2.500 0.0474 0.03748 0.02530 -0.0966 0.8024 0.1932
-2.250 0.0804 0.03706 0.02494 -0.0976 0.7990 0.2040
-2.000 0.1082 0.03685 0.02467 -0.0978 0.7947 0.2148
-1.750 0.1222 0.03713 0.02492 -0.0960 0.7870 0.2242
-1.500 0.1544 0.03687 0.02465 -0.0968 0.7831 0.2375
-1.250 0.1913 0.03648 0.02422 -0.0983 0.7803 0.2527
-1.000 0.1990 0.03710 0.02483 -0.0957 0.7712 0.2639
-0.750 0.2297 0.03690 0.02467 -0.0962 0.7667 0.2827
-0.500 0.2663 0.03643 0.02430 -0.0976 0.7637 0.3070
-0.250 0.2750 0.03699 0.02501 -0.0952 0.7543 0.3287
0.000 0.3058 0.03654 0.02486 -0.0958 0.7495 0.3804
0.250 0.3411 0.03529 0.02443 -0.0963 0.7463 0.5303
0.500 0.3507 0.03510 0.02529 -0.0919 0.7356 0.8704
0.750 0.3992 0.03457 0.02446 -0.0948 0.7304 1.0000
1.000 0.4128 0.03516 0.02486 -0.0927 0.7197 1.0000
1.250 0.4476 0.03493 0.02440 -0.0934 0.7138 1.0000
1.500 0.4819 0.03476 0.02403 -0.0940 0.7084 1.0000
1.750 0.4921 0.03557 0.02473 -0.0916 0.6976 1.0000
2.000 0.5316 0.03520 0.02419 -0.0929 0.6937 1.0000
2.250 0.5353 0.03636 0.02530 -0.0898 0.6816 1.0000
2.500 0.5714 0.03608 0.02488 -0.0906 0.6769 1.0000
3.000 0.6124 0.03693 0.02558 -0.0884 0.6599 1.0000
3.500 0.6540 0.03776 0.02628 -0.0863 0.6427 1.0000
3.750 0.6917 0.03730 0.02574 -0.0871 0.6384 1.0000
4.000 0.6960 0.03855 0.02698 -0.0843 0.6253 1.0000
4.250 0.7363 0.03789 0.02626 -0.0853 0.6216 1.0000
4.500 0.7384 0.03930 0.02767 -0.0823 0.6077 1.0000
5.000 0.7810 0.04000 0.02833 -0.0804 0.5900 1.0000
5.250 0.7876 0.04136 0.02971 -0.0782 0.5771 1.0000
5.500 0.8227 0.04082 0.02914 -0.0785 0.5725 1.0000
5.750 0.8273 0.04238 0.03072 -0.0762 0.5593 1.0000
6.000 0.8642 0.04166 0.02998 -0.0765 0.5552 1.0000
6.250 0.8667 0.04344 0.03179 -0.0743 0.5417 1.0000
6.500 0.8941 0.04342 0.03176 -0.0739 0.5356 1.0000
6.750 0.9032 0.04487 0.03324 -0.0723 0.5247 1.0000
7.000 0.9339 0.04462 0.03299 -0.0721 0.5198 1.0000
7.250 0.9371 0.04660 0.03502 -0.0702 0.5081 1.0000
7.500 0.9658 0.04648 0.03491 -0.0699 0.5030 1.0000
8.000 1.0037 0.04798 0.03647 -0.0682 0.4888 1.0000
8.500 1.0282 0.05075 0.03935 -0.0660 0.4729 1.0000
9.000 1.0555 0.05305 0.04174 -0.0637 0.4567 1.0000
9.500 1.0928 0.05393 0.04269 -0.0615 0.4400 1.0000
9.750 1.0806 0.05762 0.04647 -0.0596 0.4274 1.0000
10.000 1.1261 0.05527 0.04412 -0.0593 0.4233 1.0000
10.250 1.1051 0.06014 0.04912 -0.0575 0.4111 1.0000
10.500 1.1469 0.05820 0.04720 -0.0571 0.4071 1.0000
10.750 1.1230 0.06355 0.05267 -0.0554 0.3949 1.0000
11.000 1.1656 0.06135 0.05050 -0.0548 0.3906 1.0000
11.250 1.1386 0.06720 0.05648 -0.0534 0.3784 1.0000
11.500 1.1812 0.06487 0.05419 -0.0527 0.3740 1.0000
11.750 1.1514 0.07119 0.06065 -0.0515 0.3614 1.0000
12.000 1.1960 0.06845 0.05794 -0.0506 0.3570 1.0000
12.500 1.2082 0.07234 0.06201 -0.0487 0.3397 1.0000
12.750 1.1690 0.08017 0.06998 -0.0482 0.3258 1.0000
13.000 1.2198 0.07627 0.06610 -0.0469 0.3220 1.0000
13.250 1.1744 0.08515 0.07514 -0.0469 0.3076 1.0000
13.500 1.2265 0.08089 0.07090 -0.0453 0.3043 1.0000
13.750 1.1741 0.09116 0.08131 -0.0461 0.2894 1.0000
14.250 1.1091 0.10805 0.09837 -0.0491 0.2630 1.0000
14.500 1.1270 0.10829 0.09868 -0.0483 0.2576 1.0000
14.750 1.1637 0.10538 0.09585 -0.0464 0.2551 1.0000
15.000 1.1171 0.11702 0.10757 -0.0498 0.2414 1.0000
15.500 1.1080 0.12602 0.11670 -0.0521 0.2261 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)