GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 AIRFOIL (goe802-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.92 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe802-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2549 0.12519 0.11818 -0.0344 1.0000 0.1223
-9.500 -0.2640 0.12537 0.11848 -0.0347 1.0000 0.1250
-9.250 -0.2809 0.12672 0.11999 -0.0344 1.0000 0.1259
-9.000 -0.2658 0.12040 0.11371 -0.0330 1.0000 0.1286
-8.750 -0.2583 0.11689 0.11024 -0.0312 1.0000 0.1327
-8.500 -0.2621 0.11533 0.10876 -0.0296 1.0000 0.1362
-8.250 -0.2724 0.11464 0.10819 -0.0278 1.0000 0.1392
-8.000 -0.2905 0.11502 0.10870 -0.0255 1.0000 0.1411
-7.750 -0.3138 0.11591 0.10974 -0.0227 1.0000 0.1419
-7.500 -0.3363 0.11681 0.11079 -0.0213 1.0000 0.1425
-7.250 -0.3295 0.11191 0.10595 -0.0187 1.0000 0.1447
-7.000 -0.3218 0.10822 0.10229 -0.0159 1.0000 0.1491
-6.750 -0.3294 0.10678 0.10094 -0.0140 1.0000 0.1526
-6.500 -0.3405 0.10592 0.10017 -0.0133 1.0000 0.1562
-6.250 -0.3554 0.10638 0.10072 -0.0158 1.0000 0.1589
-6.000 -0.3580 0.10361 0.09804 -0.0154 1.0000 0.1608
-5.750 -0.3533 0.09984 0.09431 -0.0108 1.0000 0.1654
-5.500 -0.3551 0.09806 0.09259 -0.0105 1.0000 0.1714
-5.250 -0.3563 0.09779 0.09234 -0.0178 1.0000 0.1768
-5.000 -0.3554 0.09361 0.08825 -0.0114 1.0000 0.1811
-4.750 -0.3520 0.09180 0.08646 -0.0124 1.0000 0.1898
-4.250 -0.3432 0.08686 0.08160 -0.0128 1.0000 0.2030
-4.000 -0.3328 0.08458 0.07931 -0.0166 1.0000 0.2121
-3.750 -0.3160 0.08316 0.07782 -0.0220 1.0000 0.2262
-3.500 -0.3161 0.07974 0.07451 -0.0173 1.0000 0.2312
-3.250 -0.3021 0.07753 0.07228 -0.0200 1.0000 0.2453
-3.000 -0.2885 0.07536 0.07010 -0.0219 1.0000 0.2609
-2.750 -0.2595 0.07231 0.06705 -0.0247 0.9934 0.2831
-2.500 -0.2167 0.06929 0.06396 -0.0316 0.9822 0.3260
-1.750 -0.1592 0.06133 0.05623 -0.0267 0.9495 0.4954
-1.500 -0.1427 0.05890 0.05389 -0.0226 0.9397 0.5693
-1.250 -0.1337 0.05662 0.05169 -0.0183 0.9279 0.6229
-1.000 -0.1202 0.05425 0.04939 -0.0146 0.9166 0.6677
-0.750 -0.0885 0.05181 0.04694 -0.0160 0.9056 0.7074
-0.500 0.2159 0.05067 0.04347 -0.0968 0.8814 0.3384
-0.250 0.2963 0.04898 0.04053 -0.1065 0.8690 0.2073
0.000 0.3617 0.04732 0.03809 -0.1123 0.8590 0.1758
0.250 0.3937 0.04640 0.03703 -0.1135 0.8454 0.1694
0.500 0.4290 0.04588 0.03619 -0.1148 0.8322 0.1657
0.750 0.4664 0.04543 0.03544 -0.1163 0.8197 0.1639
1.000 0.5203 0.04446 0.03406 -0.1194 0.8104 0.1617
1.250 0.5470 0.04451 0.03391 -0.1191 0.7965 0.1625
1.500 0.5737 0.04464 0.03393 -0.1188 0.7833 0.1652
1.750 0.6033 0.04475 0.03395 -0.1189 0.7709 0.1725
2.000 0.6548 0.04379 0.03296 -0.1212 0.7625 0.1923
2.250 0.6748 0.04434 0.03362 -0.1204 0.7488 0.2115
2.500 0.6992 0.04450 0.03431 -0.1205 0.7361 0.3005
2.750 0.7212 0.04387 0.03444 -0.1185 0.7252 1.0000
3.000 0.7605 0.04397 0.03413 -0.1192 0.7158 1.0000
3.250 0.7717 0.04562 0.03564 -0.1177 0.7024 1.0000
3.500 0.7863 0.04715 0.03704 -0.1166 0.6902 1.0000
3.750 0.8345 0.04656 0.03627 -0.1179 0.6832 1.0000
4.000 0.8347 0.04912 0.03880 -0.1159 0.6699 1.0000
4.250 0.8404 0.05143 0.04108 -0.1144 0.6580 1.0000
4.500 0.8885 0.05070 0.04024 -0.1154 0.6514 1.0000
4.750 0.8776 0.05439 0.04395 -0.1132 0.6386 1.0000
5.000 0.8809 0.05711 0.04665 -0.1119 0.6281 1.0000
5.250 0.9201 0.05697 0.04649 -0.1121 0.6203 1.0000
5.500 0.9043 0.06130 0.05084 -0.1103 0.6087 1.0000
5.750 0.9240 0.06272 0.05226 -0.1096 0.5991 1.0000
6.000 0.9496 0.06349 0.05304 -0.1089 0.5889 1.0000
6.250 0.9418 0.06713 0.05669 -0.1073 0.5767 1.0000
6.500 0.9570 0.06875 0.05833 -0.1063 0.5654 1.0000
6.750 1.0141 0.06627 0.05591 -0.1057 0.5554 1.0000
7.500 1.0130 0.07562 0.06538 -0.1018 0.5186 1.0000
7.750 1.0551 0.07426 0.06412 -0.1004 0.5075 1.0000
8.000 1.0367 0.07940 0.06930 -0.0993 0.4937 1.0000
8.250 1.0296 0.08344 0.07340 -0.0984 0.4807 1.0000
8.500 1.0377 0.08586 0.07588 -0.0972 0.4680 1.0000
8.750 1.0757 0.08474 0.07487 -0.0954 0.4562 1.0000
9.000 1.0882 0.08657 0.07679 -0.0942 0.4437 1.0000
9.250 1.0600 0.09355 0.08379 -0.0942 0.4303 1.0000
9.500 1.0477 0.09872 0.08901 -0.0940 0.4184 1.0000
11.500 1.0671 0.12915 0.11999 -0.0930 0.3476 1.0000
11.750 1.0388 0.13776 0.12862 -0.0960 0.3464 1.0000
12.000 1.0201 0.14468 0.13558 -0.0985 0.3449 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 AIRFOIL (goe802-il)