GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 20.59 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe798-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe798-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 798 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.0026 0.12551 0.12001 -0.1073 0.9329 0.1433
-10.500 -0.0319 0.12539 0.11994 -0.1086 0.9214 0.1478
-10.250 -0.0104 0.12041 0.11493 -0.1119 0.9190 0.1495
-10.000 0.0300 0.11635 0.11083 -0.1142 0.9175 0.1527
-9.750 0.0482 0.11306 0.10751 -0.1181 0.9154 0.1588
-9.500 -0.0267 0.11423 0.10879 -0.1193 0.9006 0.1626
-9.250 0.0373 0.10841 0.10290 -0.1194 0.9005 0.1647
-9.000 0.0695 0.10498 0.09943 -0.1216 0.8985 0.1686
-8.750 0.0621 0.10416 0.09864 -0.1195 0.8897 0.1725
-8.500 -0.0049 0.10313 0.09770 -0.1228 0.8801 0.1783
-8.250 0.0648 0.09853 0.09302 -0.1227 0.8805 0.1815
-8.000 0.0906 0.09568 0.09013 -0.1248 0.8785 0.1879
-7.750 0.0536 0.09687 0.09142 -0.1181 0.8654 0.1907
-7.500 0.0135 0.09372 0.08830 -0.1210 0.8599 0.1960
-7.250 -0.1139 0.09920 0.09392 -0.1071 0.8417 0.1945
-7.000 0.0054 0.09349 0.08817 -0.1096 0.8449 0.1992
-6.750 0.0266 0.09069 0.08534 -0.1116 0.8426 0.2057
-6.500 -0.0453 0.09415 0.08895 -0.0972 0.8294 0.2028
-6.250 -0.0711 0.09299 0.08783 -0.0944 0.8243 0.2073
-6.000 -0.1247 0.09374 0.08867 -0.0872 0.8157 0.2089
-5.750 -0.2135 0.09209 0.08695 -0.0846 0.8068 0.2136
-5.500 -0.1782 0.08949 0.08443 -0.0830 0.8050 0.2158
-5.250 -0.1452 0.08734 0.08227 -0.0831 0.8031 0.2212
-5.000 -0.2685 0.06554 0.05897 -0.0889 0.7955 0.1470
-4.750 -0.2636 0.06313 0.05631 -0.0878 0.7921 0.1465
-4.500 -0.2485 0.05977 0.05243 -0.0882 0.7891 0.1470
-4.250 -0.2200 0.05733 0.04970 -0.0897 0.7861 0.1501
-4.000 -0.1789 0.05622 0.04858 -0.0920 0.7835 0.1544
-3.750 -0.1855 0.05633 0.04854 -0.0883 0.7782 0.1557
-3.500 -0.1783 0.05581 0.04774 -0.0865 0.7740 0.1587
-3.250 -0.1535 0.05445 0.04587 -0.0870 0.7698 0.1635
-3.000 -0.1171 0.05379 0.04532 -0.0886 0.7662 0.1685
-2.750 -0.0692 0.05264 0.04374 -0.0916 0.7637 0.1765
-2.500 -0.0882 0.05400 0.04497 -0.0863 0.7561 0.1777
-2.250 -0.0666 0.05360 0.04464 -0.0861 0.7507 0.1822
-2.000 -0.0256 0.05305 0.04400 -0.0880 0.7465 0.1894
-1.750 -0.0015 0.05310 0.04373 -0.0876 0.7395 0.1948
-1.500 0.0150 0.05283 0.04355 -0.0866 0.7306 0.1992
-1.250 0.0667 0.05177 0.04239 -0.0894 0.7259 0.2078
-1.000 0.0722 0.05255 0.04303 -0.0868 0.7159 0.2114
-0.750 0.1027 0.05205 0.04253 -0.0874 0.7095 0.2169
-0.500 0.1494 0.05118 0.04161 -0.0895 0.7059 0.2242
-0.250 0.1512 0.05231 0.04270 -0.0868 0.6960 0.2272
0.000 0.1803 0.05223 0.04248 -0.0869 0.6895 0.2317
0.250 0.2250 0.05117 0.04151 -0.0888 0.6862 0.2387
0.500 0.2748 0.05014 0.04045 -0.0910 0.6841 0.2478
0.750 0.2576 0.05224 0.04257 -0.0864 0.6696 0.2495
1.000 0.3012 0.05127 0.04167 -0.0880 0.6664 0.2588
1.250 0.3497 0.05012 0.04055 -0.0899 0.6644 0.2746
1.500 0.3376 0.05198 0.04254 -0.0859 0.6493 0.2797
1.750 0.3820 0.05077 0.04152 -0.0873 0.6466 0.3090
2.000 0.4163 0.04981 0.04112 -0.0878 0.6422 0.3994
2.250 0.4214 0.04960 0.04271 -0.0847 0.6297 1.0000
2.500 0.4647 0.04888 0.04167 -0.0858 0.6271 1.0000
2.750 0.5107 0.04793 0.04048 -0.0873 0.6255 1.0000
3.000 0.5010 0.05004 0.04255 -0.0836 0.6095 1.0000
3.250 0.5450 0.04900 0.04134 -0.0847 0.6075 1.0000
3.500 0.5917 0.04772 0.03990 -0.0861 0.6062 1.0000
3.750 0.5821 0.04993 0.04209 -0.0825 0.5898 1.0000
4.000 0.6264 0.04868 0.04071 -0.0835 0.5883 1.0000
4.250 0.6713 0.04731 0.03922 -0.0846 0.5872 1.0000
4.500 0.6594 0.04996 0.04186 -0.0811 0.5707 1.0000
4.750 0.7027 0.04860 0.04040 -0.0819 0.5695 1.0000
5.000 0.7463 0.04710 0.03880 -0.0828 0.5686 1.0000
5.250 0.6836 0.05436 0.04615 -0.0762 0.5394 1.0000
5.500 0.7190 0.05352 0.04523 -0.0764 0.5363 1.0000
5.750 0.7593 0.05218 0.04381 -0.0768 0.5348 1.0000
6.000 0.7788 0.05275 0.04433 -0.0760 0.5288 1.0000
6.250 0.8297 0.05026 0.04175 -0.0770 0.5302 1.0000
6.500 0.8807 0.04788 0.03930 -0.0782 0.5310 1.0000
6.750 0.9353 0.04542 0.03676 -0.0800 0.5316 1.0000
9.500 0.7240 0.10407 0.09586 -0.0629 0.4319 1.0000
9.750 0.7581 0.10319 0.09495 -0.0625 0.4274 1.0000
10.000 0.8076 0.10041 0.09212 -0.0621 0.4250 1.0000
10.250 0.7475 0.11117 0.10301 -0.0620 0.4157 1.0000
10.500 0.7650 0.11240 0.10423 -0.0618 0.4108 1.0000
10.750 0.8075 0.11053 0.10233 -0.0613 0.4077 1.0000
11.000 0.7741 0.11788 0.10977 -0.0614 0.3986 1.0000
11.250 0.7902 0.11916 0.11107 -0.0612 0.3928 1.0000
11.500 0.8305 0.11749 0.10938 -0.0606 0.3897 1.0000
11.750 0.8006 0.12431 0.11627 -0.0609 0.3786 1.0000
12.000 0.8289 0.12393 0.11589 -0.0604 0.3736 1.0000
12.250 0.8715 0.12172 0.11366 -0.0595 0.3711 1.0000
12.500 0.8377 0.12918 0.12121 -0.0602 0.3576 1.0000
12.750 0.8727 0.12786 0.11988 -0.0595 0.3543 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)