GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 60.24 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe802-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2513 0.11516 0.11032 -0.0336 1.0000 0.0447
-9.000 -0.2624 0.11451 0.10975 -0.0319 1.0000 0.0457
-8.750 -0.2661 0.11338 0.10867 -0.0352 0.9960 0.0463
-8.500 -0.2581 0.11093 0.10623 -0.0429 0.9872 0.0466
-8.250 -0.2329 0.10476 0.10005 -0.0411 0.9868 0.0475
-8.000 -0.2137 0.10088 0.09616 -0.0437 0.9825 0.0487
-7.750 -0.1967 0.09742 0.09269 -0.0473 0.9760 0.0501
-7.500 -0.1799 0.09406 0.08932 -0.0518 0.9691 0.0521
-7.250 -0.1609 0.09138 0.08661 -0.0656 0.9567 0.0549
-7.000 -0.1441 0.08707 0.08231 -0.0685 0.9496 0.0556
-6.750 -0.1244 0.08318 0.07842 -0.0680 0.9461 0.0570
-6.500 -0.1074 0.08011 0.07534 -0.0704 0.9384 0.0586
-6.250 -0.0860 0.07682 0.07201 -0.0749 0.9313 0.0609
-6.000 -0.0544 0.07380 0.06884 -0.0883 0.9201 0.0648
-5.750 -0.0294 0.06948 0.06446 -0.0937 0.9138 0.0658
-5.500 -0.0176 0.06646 0.06149 -0.0912 0.9075 0.0672
-5.250 0.0007 0.06387 0.05889 -0.0919 0.9000 0.0700
-5.000 0.0521 0.06154 0.05607 -0.1066 0.8911 0.0774
-4.750 0.0638 0.05722 0.05189 -0.1054 0.8839 0.0785
-4.500 0.0842 0.05422 0.04891 -0.1054 0.8790 0.0803
-4.250 0.1026 0.05200 0.04666 -0.1058 0.8693 0.0829
-4.000 0.1511 0.04945 0.04359 -0.1145 0.8632 0.0923
-3.750 0.1653 0.04638 0.04062 -0.1135 0.8538 0.0939
-3.500 0.1885 0.04409 0.03834 -0.1137 0.8476 0.0976
-3.250 0.2201 0.04199 0.03595 -0.1168 0.8380 0.1095
-3.000 0.2445 0.03972 0.03368 -0.1171 0.8313 0.1133
-2.750 0.2922 0.03446 0.02751 -0.1210 0.8225 0.0644
-2.500 0.3258 0.03105 0.02362 -0.1223 0.8155 0.0557
-2.250 0.3520 0.02943 0.02185 -0.1223 0.8052 0.0538
-2.000 0.3828 0.02762 0.01976 -0.1229 0.7975 0.0530
-1.750 0.4105 0.02624 0.01806 -0.1227 0.7859 0.0534
-1.500 0.4393 0.02494 0.01645 -0.1227 0.7754 0.0534
-1.250 0.4691 0.02366 0.01489 -0.1227 0.7658 0.0527
-1.000 0.4966 0.02267 0.01366 -0.1223 0.7536 0.0521
-0.750 0.5249 0.02176 0.01252 -0.1220 0.7426 0.0517
-0.500 0.5541 0.02092 0.01145 -0.1217 0.7324 0.0515
-0.250 0.5813 0.02027 0.01065 -0.1213 0.7199 0.0516
0.000 0.6087 0.01971 0.00995 -0.1208 0.7077 0.0521
0.250 0.6364 0.01926 0.00937 -0.1204 0.6960 0.0538
0.500 0.6642 0.01885 0.00883 -0.1200 0.6846 0.0553
0.750 0.6907 0.01840 0.00838 -0.1195 0.6716 0.0562
1.000 0.7172 0.01808 0.00803 -0.1190 0.6589 0.0572
1.250 0.7438 0.01786 0.00773 -0.1185 0.6466 0.0585
1.500 0.7708 0.01771 0.00747 -0.1180 0.6348 0.0603
1.750 0.7978 0.01765 0.00730 -0.1176 0.6223 0.0630
2.000 0.8247 0.01762 0.00720 -0.1173 0.6099 0.0686
2.250 0.8516 0.01764 0.00712 -0.1169 0.5979 0.0766
2.500 0.8788 0.01758 0.00709 -0.1166 0.5866 0.1046
3.000 0.9283 0.01633 0.00733 -0.1152 0.5640 1.0000
3.250 0.9545 0.01660 0.00741 -0.1148 0.5535 1.0000
3.500 0.9800 0.01689 0.00759 -0.1143 0.5421 1.0000
3.750 1.0055 0.01719 0.00779 -0.1138 0.5314 1.0000
4.250 1.0564 0.01783 0.00827 -0.1129 0.5114 1.0000
4.500 1.0816 0.01817 0.00853 -0.1124 0.5018 1.0000
4.750 1.1065 0.01851 0.00881 -0.1119 0.4919 1.0000
5.000 1.1308 0.01887 0.00915 -0.1113 0.4811 1.0000
5.250 1.1548 0.01922 0.00943 -0.1107 0.4700 1.0000
5.500 1.1780 0.01957 0.00972 -0.1099 0.4576 1.0000
5.750 1.2005 0.01993 0.01009 -0.1090 0.4445 1.0000
6.000 1.2233 0.02032 0.01047 -0.1082 0.4333 1.0000
6.250 1.2464 0.02071 0.01081 -0.1075 0.4240 1.0000
6.500 1.2688 0.02113 0.01128 -0.1067 0.4137 1.0000
6.750 1.2913 0.02155 0.01173 -0.1059 0.4047 1.0000
7.000 1.3131 0.02199 0.01219 -0.1050 0.3953 1.0000
7.250 1.3348 0.02245 0.01270 -0.1041 0.3862 1.0000
7.500 1.3560 0.02293 0.01319 -0.1032 0.3777 1.0000
7.750 1.3764 0.02342 0.01378 -0.1021 0.3679 1.0000
8.000 1.3959 0.02394 0.01430 -0.1009 0.3581 1.0000
8.250 1.4142 0.02448 0.01489 -0.0995 0.3472 1.0000
8.500 1.4318 0.02505 0.01555 -0.0981 0.3362 1.0000
8.750 1.4484 0.02565 0.01618 -0.0965 0.3257 1.0000
9.000 1.4632 0.02630 0.01687 -0.0947 0.3140 1.0000
9.250 1.4763 0.02699 0.01764 -0.0927 0.3011 1.0000
9.500 1.4869 0.02772 0.01845 -0.0903 0.2884 1.0000
9.750 1.4961 0.02854 0.01932 -0.0878 0.2759 1.0000
10.000 1.5046 0.02945 0.02028 -0.0853 0.2635 1.0000
10.250 1.5123 0.03048 0.02134 -0.0829 0.2510 1.0000
10.500 1.5200 0.03159 0.02255 -0.0807 0.2384 1.0000
10.750 1.5266 0.03283 0.02385 -0.0786 0.2263 1.0000
11.000 1.5314 0.03425 0.02529 -0.0764 0.2143 1.0000
11.250 1.5344 0.03585 0.02691 -0.0742 0.2028 1.0000
11.500 1.5354 0.03770 0.02874 -0.0721 0.1924 1.0000
11.750 1.5374 0.03959 0.03068 -0.0703 0.1821 1.0000
12.000 1.5381 0.04167 0.03281 -0.0686 0.1733 1.0000
12.250 1.5372 0.04396 0.03513 -0.0670 0.1655 1.0000
12.500 1.5385 0.04618 0.03745 -0.0657 0.1585 1.0000
12.750 1.5372 0.04870 0.04004 -0.0644 0.1521 1.0000
13.000 1.5364 0.05128 0.04271 -0.0634 0.1460 1.0000
13.250 1.5350 0.05402 0.04557 -0.0625 0.1397 1.0000
13.500 1.5303 0.05713 0.04874 -0.0618 0.1348 1.0000
13.750 1.5305 0.05991 0.05171 -0.0613 0.1294 1.0000
14.000 1.5272 0.06316 0.05509 -0.0610 0.1246 1.0000
14.250 1.5218 0.06673 0.05872 -0.0609 0.1206 1.0000
14.500 1.5205 0.06998 0.06218 -0.0609 0.1159 1.0000
14.750 1.5162 0.07369 0.06603 -0.0611 0.1118 1.0000
15.000 1.5098 0.07775 0.07018 -0.0615 0.1082 1.0000
15.250 1.5056 0.08165 0.07427 -0.0621 0.1040 1.0000
15.500 1.4990 0.08599 0.07877 -0.0629 0.0995 1.0000
15.750 1.4898 0.09078 0.08365 -0.0640 0.0956 1.0000
16.000 1.4836 0.09524 0.08828 -0.0650 0.0916 1.0000
16.250 1.4756 0.10006 0.09326 -0.0664 0.0875 1.0000
16.500 1.4653 0.10530 0.09859 -0.0680 0.0840 1.0000
16.750 1.4575 0.11026 0.10371 -0.0696 0.0802 1.0000
17.000 1.4486 0.11548 0.10906 -0.0714 0.0765 1.0000
17.250 1.4382 0.12103 0.11469 -0.0736 0.0732 1.0000
17.500 1.4297 0.12637 0.12017 -0.0758 0.0694 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 AIRFOIL (goe802-il)