GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 55.9 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe802-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 802 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3201 0.10824 0.10393 -0.0185 1.0000 0.0651
-7.250 -0.3395 0.10816 0.10394 -0.0158 1.0000 0.0655
-7.000 -0.3551 0.10795 0.10381 -0.0158 1.0000 0.0661
-6.750 -0.3585 0.10747 0.10336 -0.0226 0.9984 0.0667
-6.500 -0.3371 0.10135 0.09725 -0.0256 0.9939 0.0677
-6.250 -0.3194 0.09674 0.09265 -0.0231 0.9901 0.0697
-6.000 -0.2918 0.09275 0.08863 -0.0280 0.9841 0.0731
-5.750 -0.2601 0.08911 0.08493 -0.0381 0.9747 0.0778
-5.500 -0.2179 0.08470 0.08037 -0.0544 0.9648 0.0806
-5.250 -0.2014 0.08038 0.07611 -0.0524 0.9594 0.0824
-5.000 -0.1725 0.07679 0.07249 -0.0560 0.9534 0.0861
-4.750 -0.1098 0.07376 0.06907 -0.0758 0.9424 0.0947
-4.500 -0.0985 0.06906 0.06454 -0.0730 0.9362 0.0967
-4.250 -0.0743 0.06607 0.06156 -0.0741 0.9284 0.1017
-3.750 0.0004 0.05927 0.05454 -0.0861 0.9126 0.1160
-3.500 0.0570 0.05550 0.05052 -0.0961 0.9083 0.1289
-3.250 0.0765 0.05329 0.04833 -0.0959 0.8971 0.1351
-3.000 0.1276 0.04987 0.04476 -0.1029 0.8929 0.1496
-2.750 0.1585 0.04766 0.04243 -0.1056 0.8821 0.1644
-2.500 0.2118 0.04514 0.03968 -0.1122 0.8776 0.1946
-2.250 0.2387 0.04283 0.03738 -0.1130 0.8676 0.2126
-2.000 0.2803 0.04033 0.03480 -0.1162 0.8618 0.2450
-1.750 0.3073 0.03841 0.03288 -0.1165 0.8516 0.2778
-0.750 0.4924 0.02898 0.02139 -0.1278 0.8188 0.1447
-0.500 0.5326 0.02677 0.01879 -0.1284 0.8122 0.1202
-0.250 0.5628 0.02578 0.01737 -0.1275 0.8006 0.1083
0.000 0.5998 0.02413 0.01551 -0.1279 0.7944 0.1035
0.250 0.6265 0.02336 0.01457 -0.1269 0.7815 0.1003
0.500 0.6546 0.02264 0.01371 -0.1260 0.7700 0.0988
0.750 0.6878 0.02167 0.01265 -0.1258 0.7624 0.1017
1.000 0.7136 0.02122 0.01220 -0.1249 0.7492 0.1049
1.250 0.7399 0.02077 0.01173 -0.1239 0.7369 0.1070
1.500 0.7681 0.02031 0.01118 -0.1231 0.7260 0.1104
1.750 0.7983 0.01979 0.01057 -0.1226 0.7154 0.1189
2.000 0.8252 0.01959 0.01039 -0.1220 0.7021 0.1401
2.250 0.8508 0.01782 0.01029 -0.1209 0.6901 1.0000
2.500 0.8788 0.01790 0.01005 -0.1202 0.6783 1.0000
2.750 0.9078 0.01792 0.00981 -0.1198 0.6670 1.0000
3.000 0.9332 0.01817 0.00993 -0.1191 0.6534 1.0000
3.250 0.9591 0.01844 0.01009 -0.1185 0.6405 1.0000
3.500 0.9856 0.01871 0.01023 -0.1180 0.6282 1.0000
3.750 1.0132 0.01892 0.01030 -0.1176 0.6169 1.0000
4.000 1.0394 0.01923 0.01051 -0.1171 0.6047 1.0000
4.250 1.0642 0.01967 0.01090 -0.1165 0.5925 1.0000
4.500 1.0901 0.02006 0.01122 -0.1160 0.5812 1.0000
4.750 1.1182 0.02033 0.01134 -0.1158 0.5706 1.0000
5.000 1.1419 0.02071 0.01171 -0.1149 0.5572 1.0000
5.250 1.1658 0.02106 0.01202 -0.1141 0.5437 1.0000
5.500 1.1901 0.02141 0.01234 -0.1134 0.5310 1.0000
5.750 1.2164 0.02176 0.01260 -0.1129 0.5203 1.0000
6.000 1.2405 0.02220 0.01304 -0.1123 0.5092 1.0000
6.250 1.2636 0.02271 0.01362 -0.1115 0.4985 1.0000
6.500 1.2901 0.02310 0.01392 -0.1112 0.4889 1.0000
6.750 1.3123 0.02359 0.01449 -0.1103 0.4779 1.0000
7.000 1.3351 0.02409 0.01505 -0.1095 0.4674 1.0000
7.250 1.3618 0.02444 0.01532 -0.1092 0.4578 1.0000
7.500 1.3817 0.02499 0.01602 -0.1080 0.4465 1.0000
7.750 1.4038 0.02550 0.01659 -0.1071 0.4358 1.0000
8.000 1.4282 0.02584 0.01691 -0.1064 0.4248 1.0000
8.250 1.4492 0.02621 0.01730 -0.1052 0.4120 1.0000
8.500 1.4676 0.02664 0.01782 -0.1037 0.3983 1.0000
8.750 1.4859 0.02707 0.01830 -0.1022 0.3842 1.0000
9.000 1.5034 0.02749 0.01877 -0.1005 0.3694 1.0000
9.250 1.5197 0.02796 0.01925 -0.0987 0.3541 1.0000
9.500 1.5350 0.02854 0.01985 -0.0967 0.3390 1.0000
9.750 1.5495 0.02922 0.02056 -0.0948 0.3242 1.0000
10.000 1.5629 0.02998 0.02134 -0.0927 0.3095 1.0000
10.250 1.5752 0.03080 0.02220 -0.0905 0.2954 1.0000
10.500 1.5862 0.03164 0.02304 -0.0881 0.2819 1.0000
10.750 1.5956 0.03248 0.02385 -0.0856 0.2691 1.0000
11.000 1.5992 0.03338 0.02482 -0.0822 0.2570 1.0000
11.250 1.6006 0.03446 0.02600 -0.0788 0.2456 1.0000
11.500 1.6031 0.03561 0.02720 -0.0757 0.2349 1.0000
11.750 1.6070 0.03678 0.02832 -0.0731 0.2248 1.0000
12.000 1.6075 0.03825 0.02991 -0.0703 0.2150 1.0000
12.250 1.6099 0.03982 0.03154 -0.0679 0.2060 1.0000
12.500 1.6159 0.04125 0.03287 -0.0660 0.1975 1.0000
12.750 1.6156 0.04319 0.03504 -0.0638 0.1896 1.0000
13.000 1.6235 0.04474 0.03650 -0.0622 0.1823 1.0000
13.250 1.6222 0.04689 0.03887 -0.0603 0.1755 1.0000
13.500 1.6310 0.04846 0.04032 -0.0589 0.1685 1.0000
13.750 1.6255 0.05101 0.04316 -0.0571 0.1628 1.0000
14.000 1.6294 0.05291 0.04506 -0.0558 0.1568 1.0000
14.250 1.6293 0.05530 0.04762 -0.0545 0.1517 1.0000
14.500 1.6256 0.05796 0.05047 -0.0534 0.1468 1.0000
14.750 1.6316 0.05978 0.05225 -0.0524 0.1417 1.0000
15.000 1.6234 0.06304 0.05577 -0.0515 0.1376 1.0000
15.250 1.6148 0.06638 0.05933 -0.0510 0.1331 1.0000
15.500 1.6149 0.06878 0.06173 -0.0504 0.1284 1.0000
15.750 1.6057 0.07258 0.06577 -0.0503 0.1246 1.0000
16.000 1.5936 0.07686 0.07030 -0.0507 0.1205 1.0000
16.250 1.5870 0.08036 0.07382 -0.0511 0.1154 1.0000
16.500 1.5721 0.08546 0.07915 -0.0523 0.1111 1.0000
16.750 1.5573 0.09081 0.08472 -0.0538 0.1067 1.0000
17.000 1.5506 0.09477 0.08863 -0.0550 0.1013 1.0000
17.250 1.5302 0.10156 0.09576 -0.0575 0.0973 1.0000
17.500 1.5159 0.10738 0.10170 -0.0599 0.0922 1.0000
17.750 1.1945 0.19529 0.19013 -0.1067 0.1286 1.0000
18.000 1.1785 0.20618 0.20100 -0.1137 0.1296 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 AIRFOIL (goe802-il)