GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.38 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe798-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe798-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.0825 0.14742 0.13960 -0.0858 0.9392 0.1490
-11.750 -0.0840 0.14502 0.13717 -0.0907 0.9355 0.1521
-11.500 -0.0874 0.14271 0.13487 -0.0923 0.9272 0.1525
-11.000 -0.0638 0.12937 0.12134 -0.1006 0.9195 0.1153
-10.750 -0.0559 0.12638 0.11835 -0.1015 0.9124 0.1146
-10.500 -0.0497 0.12301 0.11496 -0.1035 0.9063 0.1145
-10.250 -0.0400 0.11916 0.11108 -0.1065 0.9024 0.1142
-10.000 -0.0366 0.11613 0.10804 -0.1075 0.8961 0.1137
-9.750 -0.0355 0.11321 0.10511 -0.1082 0.8889 0.1129
-9.500 -0.0300 0.10938 0.10126 -0.1107 0.8845 0.1125
-9.250 -0.0325 0.10614 0.09801 -0.1119 0.8783 0.1130
-9.000 -0.0420 0.10333 0.09522 -0.1119 0.8700 0.1136
-8.750 -0.0455 0.09908 0.09095 -0.1145 0.8653 0.1142
-8.500 -0.0618 0.09635 0.08824 -0.1137 0.8572 0.1144
-8.250 -0.0781 0.09302 0.08493 -0.1137 0.8497 0.1144
-8.000 -0.0939 0.08794 0.07982 -0.1163 0.8449 0.1145
-7.750 -0.1363 0.08645 0.07840 -0.1113 0.8328 0.1142
-7.500 -0.1698 0.07987 0.07167 -0.1132 0.8267 0.1148
-7.250 -0.2127 0.07811 0.06989 -0.1073 0.8161 0.1148
-7.000 -0.2468 0.07183 0.06325 -0.1069 0.8100 0.1160
-6.750 -0.2214 0.07081 0.06225 -0.1073 0.8074 0.1180
-6.500 -0.2462 0.06992 0.06131 -0.1017 0.7980 0.1185
-6.250 -0.2442 0.06745 0.05865 -0.1008 0.7932 0.1202
-6.000 -0.2364 0.06401 0.05487 -0.1011 0.7899 0.1226
-5.750 -0.2374 0.06059 0.05095 -0.1002 0.7854 0.1257
-5.500 -0.2453 0.05906 0.04911 -0.0968 0.7780 0.1278
-5.250 -0.2253 0.05842 0.04850 -0.0962 0.7740 0.1301
-5.000 -0.2025 0.05690 0.04678 -0.0966 0.7711 0.1334
-4.750 -0.1783 0.05436 0.04363 -0.0977 0.7689 0.1388
-4.500 -0.1847 0.05452 0.04371 -0.0936 0.7611 0.1405
-4.250 -0.1665 0.05416 0.04337 -0.0928 0.7564 0.1436
-4.000 -0.1417 0.05324 0.04224 -0.0931 0.7531 0.1482
-3.750 -0.1129 0.05196 0.04056 -0.0940 0.7506 0.1538
-3.500 -0.0992 0.05208 0.04070 -0.0925 0.7458 0.1570
-3.250 -0.0904 0.05233 0.04087 -0.0905 0.7394 0.1609
-3.000 -0.0659 0.05175 0.03988 -0.0906 0.7354 0.1669
-2.750 -0.0381 0.05146 0.03969 -0.0910 0.7322 0.1717
-2.500 -0.0057 0.05096 0.03902 -0.0920 0.7298 0.1784
-2.250 -0.0042 0.05177 0.03963 -0.0891 0.7220 0.1820
-2.000 0.0152 0.05184 0.03975 -0.0885 0.7168 0.1861
-1.750 0.0432 0.05167 0.03952 -0.0888 0.7132 0.1916
-1.500 0.0766 0.05125 0.03890 -0.0897 0.7103 0.1973
-1.250 0.0848 0.05198 0.03954 -0.0877 0.7030 0.2006
-1.000 0.1017 0.05231 0.03992 -0.0867 0.6967 0.2045
-0.750 0.1317 0.05214 0.03970 -0.0871 0.6926 0.2102
-0.500 0.1679 0.05171 0.03911 -0.0880 0.6895 0.2162
-0.250 0.1695 0.05281 0.04016 -0.0852 0.6793 0.2193
0.000 0.1977 0.05267 0.04006 -0.0853 0.6735 0.2259
0.250 0.2355 0.05213 0.03943 -0.0863 0.6697 0.2356
0.500 0.2411 0.05308 0.04038 -0.0839 0.6592 0.2410
0.750 0.2690 0.05291 0.04025 -0.0839 0.6531 0.2508
1.000 0.3060 0.05228 0.03964 -0.0848 0.6496 0.2665
1.250 0.3085 0.05351 0.04093 -0.0823 0.6385 0.2784
1.500 0.3362 0.05330 0.04087 -0.0823 0.6329 0.3055
1.750 0.3719 0.05248 0.04037 -0.0831 0.6297 0.3604
2.250 0.4011 0.05205 0.04197 -0.0794 0.6128 1.0000
2.500 0.4373 0.05176 0.04135 -0.0800 0.6097 1.0000
2.750 0.4320 0.05372 0.04323 -0.0771 0.5962 1.0000
3.000 0.4647 0.05356 0.04283 -0.0773 0.5923 1.0000
3.500 0.4933 0.05539 0.04440 -0.0749 0.5750 1.0000
3.750 0.5278 0.05503 0.04385 -0.0753 0.5719 1.0000
4.000 0.5231 0.05723 0.04602 -0.0727 0.5578 1.0000
4.250 0.5554 0.05695 0.04558 -0.0729 0.5544 1.0000
4.500 0.5521 0.05926 0.04787 -0.0707 0.5410 1.0000
4.750 0.5813 0.05922 0.04770 -0.0706 0.5371 1.0000
5.250 0.6060 0.06176 0.05011 -0.0685 0.5201 1.0000
5.500 0.6378 0.06142 0.04965 -0.0685 0.5173 1.0000
5.750 0.6294 0.06457 0.05280 -0.0666 0.5036 1.0000
6.000 0.6583 0.06448 0.05262 -0.0664 0.5004 1.0000
6.500 0.6728 0.06852 0.05660 -0.0645 0.4843 1.0000
6.750 0.7013 0.06848 0.05648 -0.0643 0.4817 1.0000
7.000 0.6865 0.07285 0.06088 -0.0627 0.4693 1.0000
7.250 0.7103 0.07327 0.06125 -0.0624 0.4657 1.0000
7.500 0.7384 0.07323 0.06115 -0.0623 0.4634 1.0000
7.750 0.7150 0.07894 0.06692 -0.0609 0.4514 1.0000
8.000 0.7352 0.07989 0.06783 -0.0606 0.4481 1.0000
8.250 0.7604 0.08024 0.06815 -0.0604 0.4459 1.0000
8.750 0.7527 0.08758 0.07554 -0.0590 0.4310 1.0000
9.000 0.7761 0.08817 0.07611 -0.0588 0.4286 1.0000
9.500 0.7607 0.09686 0.08490 -0.0580 0.4151 1.0000
9.750 0.7805 0.09785 0.08588 -0.0578 0.4120 1.0000
10.000 0.8054 0.09826 0.08627 -0.0575 0.4098 1.0000
10.250 0.7753 0.10533 0.09345 -0.0574 0.4002 1.0000
10.500 0.7901 0.10684 0.09497 -0.0571 0.3957 1.0000
10.750 0.8161 0.10689 0.09502 -0.0568 0.3926 1.0000
11.250 0.8172 0.11289 0.10109 -0.0563 0.3775 1.0000
11.500 0.8442 0.11267 0.10087 -0.0558 0.3744 1.0000
12.000 0.8428 0.11915 0.10745 -0.0557 0.3592 1.0000
12.250 0.8675 0.11921 0.10752 -0.0553 0.3560 1.0000
12.750 0.8664 0.12581 0.11423 -0.0556 0.3407 1.0000
13.000 0.8906 0.12585 0.11429 -0.0552 0.3375 1.0000
13.500 0.8904 0.13237 0.12093 -0.0558 0.3217 1.0000
13.750 0.9147 0.13232 0.12090 -0.0554 0.3187 1.0000
14.250 0.9136 0.13915 0.12784 -0.0565 0.3026 1.0000
14.500 0.9381 0.13897 0.12768 -0.0560 0.3000 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)