GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 60.98 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802a-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe802a-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 802 A 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2565 0.11292 0.10817 -0.0324 1.0000 0.0374
-9.250 -0.2638 0.11169 0.10702 -0.0304 1.0000 0.0380
-9.000 -0.2727 0.11063 0.10604 -0.0282 0.9999 0.0385
-8.750 -0.2575 0.10744 0.10284 -0.0334 0.9939 0.0393
-8.500 -0.2443 0.10469 0.10009 -0.0390 0.9859 0.0396
-8.250 -0.2272 0.10035 0.09574 -0.0425 0.9812 0.0401
-8.000 -0.2115 0.09660 0.09200 -0.0447 0.9751 0.0413
-7.750 -0.1905 0.09289 0.08827 -0.0498 0.9687 0.0430
-7.500 -0.1693 0.08933 0.08469 -0.0557 0.9614 0.0445
-7.250 -0.1429 0.08586 0.08118 -0.0640 0.9534 0.0455
-7.000 -0.1152 0.08216 0.07742 -0.0718 0.9467 0.0458
-6.750 -0.1020 0.07846 0.07373 -0.0723 0.9391 0.0465
-6.500 -0.0787 0.07492 0.07014 -0.0762 0.9335 0.0478
-6.250 -0.0540 0.07175 0.06691 -0.0810 0.9268 0.0502
-6.000 -0.0194 0.06917 0.06416 -0.0895 0.9171 0.0518
-5.750 0.0003 0.06517 0.06017 -0.0911 0.9125 0.0524
-5.500 0.0196 0.06228 0.05724 -0.0929 0.9044 0.0535
-5.250 0.0448 0.05942 0.05428 -0.0961 0.8969 0.0551
-5.000 0.0798 0.05651 0.05119 -0.1011 0.8918 0.0572
-4.750 0.1114 0.05465 0.04908 -0.1048 0.8822 0.0578
-4.500 0.1302 0.05112 0.04558 -0.1056 0.8758 0.0589
-4.250 0.1580 0.04858 0.04292 -0.1078 0.8699 0.0615
-4.000 0.1867 0.04680 0.04092 -0.1096 0.8604 0.0635
-3.500 0.2423 0.04213 0.03594 -0.1127 0.8457 0.0647
-3.250 0.2693 0.03995 0.03364 -0.1138 0.8378 0.0660
-3.000 0.2991 0.03805 0.03154 -0.1150 0.8308 0.0676
-2.750 0.3267 0.03664 0.02990 -0.1155 0.8209 0.0689
-2.500 0.3604 0.03548 0.02838 -0.1165 0.8142 0.0696
-2.250 0.3826 0.03330 0.02619 -0.1166 0.8027 0.0711
-2.000 0.4132 0.03180 0.02445 -0.1173 0.7950 0.0731
-1.750 0.4394 0.03074 0.02317 -0.1171 0.7826 0.0739
-1.500 0.4691 0.02956 0.02174 -0.1174 0.7735 0.0742
-1.250 0.4960 0.02854 0.02052 -0.1172 0.7614 0.0742
-1.000 0.5240 0.02749 0.01924 -0.1173 0.7507 0.0742
-0.750 0.5519 0.02638 0.01794 -0.1173 0.7396 0.0736
-0.250 0.6089 0.02435 0.01536 -0.1170 0.7179 0.0587
0.000 0.6349 0.02370 0.01460 -0.1167 0.7047 0.0610
0.250 0.6625 0.02307 0.01377 -0.1165 0.6929 0.0608
0.500 0.6901 0.02247 0.01295 -0.1162 0.6811 0.0593
0.750 0.7167 0.02203 0.01233 -0.1159 0.6683 0.0585
1.000 0.7438 0.02157 0.01170 -0.1156 0.6568 0.0583
1.250 0.7703 0.02115 0.01115 -0.1153 0.6443 0.0586
1.500 0.7964 0.02080 0.01071 -0.1150 0.6315 0.0593
1.750 0.8230 0.02060 0.01038 -0.1147 0.6198 0.0624
2.000 0.8487 0.02044 0.01016 -0.1143 0.6072 0.0661
2.250 0.8746 0.02028 0.00993 -0.1139 0.5958 0.0681
2.500 0.9006 0.02016 0.00970 -0.1136 0.5849 0.0703
2.750 0.9258 0.02008 0.00960 -0.1131 0.5728 0.0737
3.000 0.9515 0.02011 0.00953 -0.1127 0.5621 0.0814
3.250 0.9768 0.02017 0.00948 -0.1123 0.5504 0.0922
3.750 1.0275 0.01855 0.00807 -0.1122 0.5305 0.1560
4.000 1.0493 0.01747 0.00831 -0.1112 0.5212 1.0000
4.250 1.0738 0.01780 0.00856 -0.1107 0.5106 1.0000
4.500 1.0984 0.01814 0.00882 -0.1103 0.5009 1.0000
4.750 1.1226 0.01849 0.00914 -0.1099 0.4909 1.0000
5.000 1.1465 0.01884 0.00944 -0.1094 0.4806 1.0000
5.250 1.1698 0.01919 0.00971 -0.1087 0.4689 1.0000
5.500 1.1922 0.01955 0.01008 -0.1080 0.4558 1.0000
5.750 1.2146 0.01992 0.01038 -0.1072 0.4440 1.0000
6.000 1.2369 0.02030 0.01075 -0.1065 0.4326 1.0000
6.250 1.2594 0.02070 0.01115 -0.1058 0.4229 1.0000
6.500 1.2815 0.02111 0.01158 -0.1050 0.4132 1.0000
6.750 1.3034 0.02154 0.01203 -0.1043 0.4039 1.0000
7.000 1.3248 0.02198 0.01248 -0.1035 0.3944 1.0000
7.250 1.3459 0.02244 0.01297 -0.1026 0.3853 1.0000
7.500 1.3666 0.02292 0.01351 -0.1017 0.3762 1.0000
7.750 1.3870 0.02342 0.01403 -0.1007 0.3677 1.0000
8.000 1.4060 0.02393 0.01460 -0.0996 0.3574 1.0000
8.250 1.4240 0.02447 0.01518 -0.0983 0.3466 1.0000
8.500 1.4405 0.02504 0.01575 -0.0967 0.3352 1.0000
8.750 1.4562 0.02565 0.01647 -0.0952 0.3230 1.0000
9.000 1.4709 0.02630 0.01712 -0.0934 0.3121 1.0000
9.250 1.4843 0.02698 0.01788 -0.0915 0.3000 1.0000
9.500 1.4954 0.02771 0.01868 -0.0893 0.2884 1.0000
9.750 1.5040 0.02854 0.01950 -0.0867 0.2765 1.0000
10.000 1.5126 0.02944 0.02052 -0.0843 0.2629 1.0000
10.250 1.5206 0.03044 0.02159 -0.0821 0.2500 1.0000
10.500 1.5274 0.03158 0.02275 -0.0798 0.2383 1.0000
10.750 1.5329 0.03285 0.02405 -0.0776 0.2258 1.0000
11.000 1.5379 0.03425 0.02549 -0.0755 0.2133 1.0000
11.250 1.5407 0.03587 0.02711 -0.0733 0.2019 1.0000
11.500 1.5414 0.03772 0.02896 -0.0713 0.1910 1.0000
11.750 1.5434 0.03960 0.03089 -0.0695 0.1808 1.0000
12.250 1.5443 0.04386 0.03525 -0.0663 0.1645 1.0000
12.500 1.5424 0.04633 0.03774 -0.0648 0.1576 1.0000
12.750 1.5428 0.04870 0.04022 -0.0637 0.1509 1.0000
13.000 1.5418 0.05130 0.04292 -0.0627 0.1443 1.0000
13.250 1.5369 0.05433 0.04600 -0.0618 0.1388 1.0000
13.500 1.5372 0.05700 0.04884 -0.0612 0.1329 1.0000
13.750 1.5346 0.06005 0.05203 -0.0607 0.1275 1.0000
14.000 1.5293 0.06350 0.05554 -0.0604 0.1231 1.0000
14.250 1.5268 0.06675 0.05893 -0.0602 0.1190 1.0000
14.500 1.5250 0.07005 0.06241 -0.0603 0.1147 1.0000
14.750 1.5206 0.07375 0.06625 -0.0605 0.1107 1.0000
15.000 1.5139 0.07783 0.07043 -0.0610 0.1071 1.0000
15.250 1.5088 0.08181 0.07453 -0.0615 0.1035 1.0000
15.500 1.5036 0.08597 0.07890 -0.0623 0.0989 1.0000
15.750 1.4947 0.09074 0.08379 -0.0634 0.0943 1.0000
16.000 1.4843 0.09581 0.08892 -0.0648 0.0905 1.0000
16.250 1.4782 0.10034 0.09365 -0.0660 0.0862 1.0000
16.500 1.4698 0.10530 0.09875 -0.0675 0.0823 1.0000
16.750 1.4598 0.11059 0.10414 -0.0693 0.0790 1.0000
17.000 1.4515 0.11565 0.10933 -0.0710 0.0759 1.0000
17.250 1.4439 0.12072 0.11455 -0.0729 0.0725 1.0000
17.500 1.4347 0.12615 0.12009 -0.0752 0.0691 1.0000
17.750 1.4243 0.13189 0.12588 -0.0778 0.0659 1.0000
18.000 1.4156 0.13743 0.13156 -0.0803 0.0619 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il)