GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.78 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe798-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe798-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3353 0.15903 0.15366 -0.0057 1.0000 0.2610
-7.250 -0.3451 0.15785 0.15249 -0.0048 1.0000 0.2686
-7.000 -0.4097 0.15915 0.15383 -0.0042 1.0000 0.2733
-6.750 -0.3625 0.15374 0.14844 -0.0031 1.0000 0.2778
-6.500 -0.3556 0.15179 0.14652 -0.0018 1.0000 0.2842
-6.250 -0.3831 0.15089 0.14565 -0.0007 1.0000 0.2929
-6.000 -0.4099 0.14862 0.14343 0.0004 1.0000 0.2967
-5.750 -0.3785 0.14579 0.14061 0.0016 1.0000 0.3028
-5.500 -0.3895 0.14426 0.13911 0.0031 1.0000 0.3125
-5.250 -0.4815 0.14375 0.13868 0.0070 1.0000 0.3174
-5.000 -0.3978 0.13973 0.13465 0.0059 1.0000 0.3267
-4.750 -0.4346 0.13826 0.13323 0.0086 1.0000 0.3378
-4.500 -0.4345 0.13523 0.13024 0.0099 1.0000 0.3442
-4.250 -0.4237 0.13353 0.12855 0.0113 1.0000 0.3544
-4.000 -0.4961 0.13056 0.12566 0.0156 0.9980 0.3641
-3.750 -0.4365 0.12887 0.12392 0.0124 0.9920 0.3804
-3.500 -0.5535 0.11664 0.11137 0.0241 1.0000 0.3934
-3.250 -0.5678 0.11403 0.10879 0.0251 1.0000 0.4121
-3.000 -0.5748 0.11197 0.10674 0.0264 1.0000 0.4336
-2.750 -0.5586 0.10998 0.10481 0.0311 1.0000 0.4452
-2.500 -0.5573 0.10810 0.10295 0.0319 0.9956 0.4814
-2.250 -0.4571 0.08160 0.07438 -0.0297 0.9872 0.2504
-2.000 -0.4223 0.07921 0.07177 -0.0343 0.9808 0.2469
-1.750 -0.3934 0.07673 0.06895 -0.0379 0.9754 0.2441
-1.500 -0.3559 0.07514 0.06691 -0.0428 0.9672 0.2459
-1.250 -0.3251 0.07400 0.06532 -0.0460 0.9611 0.2486
-1.000 -0.2877 0.07338 0.06421 -0.0500 0.9518 0.2537
-0.750 -0.2656 0.07332 0.06420 -0.0508 0.9440 0.2594
-0.500 -0.2268 0.07401 0.06459 -0.0545 0.9342 0.2674
-0.250 -0.2042 0.07398 0.06410 -0.0555 0.9242 0.2734
0.000 -0.1634 0.07542 0.06563 -0.0594 0.9156 0.2824
0.250 -0.1494 0.07508 0.06516 -0.0588 0.9034 0.2884
0.500 -0.1018 0.07760 0.06734 -0.0638 0.8960 0.2975
0.750 -0.0901 0.07701 0.06678 -0.0627 0.8819 0.3028
1.000 -0.0693 0.07797 0.06765 -0.0633 0.8719 0.3091
1.250 -0.0270 0.08003 0.06945 -0.0671 0.8603 0.3188
1.500 -0.0195 0.08005 0.06953 -0.0656 0.8477 0.3241
1.750 0.0293 0.08332 0.07263 -0.0701 0.8397 0.3366
2.000 0.0351 0.08294 0.07225 -0.0682 0.8248 0.3435
2.250 0.0515 0.08424 0.07356 -0.0681 0.8150 0.3544
2.500 0.0881 0.08619 0.07552 -0.0706 0.8039 0.3725
2.750 0.0944 0.08704 0.07635 -0.0692 0.7945 0.3862
3.000 0.1323 0.08897 0.07858 -0.0718 0.7846 0.4265
3.250 0.1376 0.08952 0.07956 -0.0702 0.7757 0.4739
3.500 0.1666 0.08934 0.08073 -0.0697 0.7657 1.0000
3.750 0.1811 0.09163 0.08267 -0.0697 0.7607 1.0000
4.000 0.1895 0.09261 0.08346 -0.0685 0.7497 1.0000
4.250 0.2302 0.09641 0.08694 -0.0716 0.7440 1.0000
4.500 0.2182 0.09656 0.08704 -0.0683 0.7360 1.0000
4.750 0.2430 0.09878 0.08908 -0.0693 0.7274 1.0000
5.000 0.2844 0.10327 0.09333 -0.0725 0.7234 1.0000
5.250 0.2629 0.10255 0.09263 -0.0683 0.7164 1.0000
5.500 0.2811 0.10454 0.09450 -0.0686 0.7092 1.0000
5.750 0.3149 0.10813 0.09793 -0.0708 0.7047 1.0000
6.000 0.3135 0.10944 0.09919 -0.0692 0.7005 1.0000
6.250 0.3202 0.11046 0.10016 -0.0682 0.6911 1.0000
6.500 0.3471 0.11341 0.10300 -0.0696 0.6861 1.0000
6.750 0.3831 0.11814 0.10761 -0.0723 0.6835 1.0000
7.000 0.3594 0.11692 0.10641 -0.0682 0.6769 1.0000
7.250 0.3760 0.11889 0.10831 -0.0685 0.6695 1.0000
7.500 0.4077 0.12261 0.11196 -0.0704 0.6651 1.0000
7.750 0.4138 0.12475 0.11406 -0.0699 0.6619 1.0000
8.000 0.4109 0.12505 0.11435 -0.0683 0.6535 1.0000
8.250 0.4346 0.12783 0.11708 -0.0693 0.6475 1.0000
8.500 0.4730 0.13319 0.12237 -0.0721 0.6442 1.0000
8.750 0.4497 0.13155 0.12075 -0.0686 0.6363 1.0000
9.000 0.4698 0.13399 0.12317 -0.0693 0.6290 1.0000
9.250 0.5093 0.13952 0.12865 -0.0721 0.6249 1.0000
9.500 0.4879 0.13795 0.12710 -0.0691 0.6161 1.0000
9.750 0.5131 0.14096 0.13010 -0.0702 0.6085 1.0000
10.000 0.5285 0.14427 0.13339 -0.0709 0.6042 1.0000
10.250 0.5282 0.14455 0.13369 -0.0700 0.5933 1.0000
10.500 0.5648 0.14960 0.13873 -0.0721 0.5875 1.0000
10.750 0.5499 0.14907 0.13822 -0.0705 0.5787 1.0000
11.000 0.5761 0.15246 0.14162 -0.0717 0.5705 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)