GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.47 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802a-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe802a-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3259 0.10883 0.10192 -0.0256 1.0000 0.0921
-8.500 -0.3282 0.10672 0.09990 -0.0273 1.0000 0.0930
-8.250 -0.3275 0.10397 0.09724 -0.0280 1.0000 0.0938
-8.000 -0.3224 0.10075 0.09407 -0.0277 1.0000 0.0952
-7.750 -0.3228 0.09823 0.09165 -0.0283 1.0000 0.0965
-7.500 -0.3255 0.09597 0.08949 -0.0295 1.0000 0.0975
-7.250 -0.3300 0.09396 0.08756 -0.0309 1.0000 0.0981
-7.000 -0.3294 0.09117 0.08485 -0.0301 1.0000 0.0989
-6.750 -0.3292 0.08858 0.08233 -0.0291 1.0000 0.1002
-6.500 -0.3307 0.08626 0.08005 -0.0289 1.0000 0.1016
-6.250 -0.3320 0.08402 0.07783 -0.0299 1.0000 0.1028
-6.000 -0.3305 0.08142 0.07525 -0.0299 1.0000 0.1038
-5.750 -0.3277 0.07875 0.07262 -0.0290 1.0000 0.1056
-5.500 -0.3229 0.07621 0.07003 -0.0302 1.0000 0.1077
-5.250 -0.3169 0.07343 0.06724 -0.0304 1.0000 0.1094
-5.000 -0.3089 0.07075 0.06448 -0.0312 1.0000 0.1127
-4.750 -0.3009 0.06795 0.06168 -0.0312 1.0000 0.1159
-4.500 -0.2910 0.06514 0.05882 -0.0319 1.0000 0.1209
-4.000 -0.2722 0.06022 0.05388 -0.0320 1.0000 0.1437
-3.750 -0.2613 0.05828 0.05194 -0.0320 1.0000 0.1593
-3.500 -0.2481 0.05650 0.05011 -0.0322 1.0000 0.1727
-3.250 -0.2326 0.05480 0.04833 -0.0330 1.0000 0.1863
-3.000 -0.2169 0.05308 0.04657 -0.0336 1.0000 0.1997
-2.750 -0.2004 0.05133 0.04479 -0.0341 1.0000 0.2126
-2.500 -0.1806 0.04961 0.04297 -0.0355 1.0000 0.2231
-2.250 -0.1591 0.04810 0.04132 -0.0370 1.0000 0.2282
-2.000 -0.1112 0.04604 0.03896 -0.0434 0.9926 0.2371
-1.750 -0.0507 0.04413 0.03671 -0.0515 0.9790 0.2478
-1.500 0.0104 0.04223 0.03441 -0.0591 0.9652 0.2480
-1.250 0.0683 0.04044 0.03229 -0.0656 0.9507 0.2450
-1.000 0.1216 0.03904 0.03052 -0.0709 0.9352 0.2409
-0.750 0.1727 0.03804 0.02906 -0.0753 0.9195 0.2360
-0.500 0.2206 0.03726 0.02790 -0.0789 0.9037 0.2329
-0.250 0.2665 0.03651 0.02686 -0.0820 0.8882 0.2335
0.000 0.3128 0.03567 0.02583 -0.0849 0.8735 0.2317
0.250 0.3735 0.03474 0.02448 -0.0890 0.8614 0.2180
0.500 0.4140 0.03417 0.02378 -0.0904 0.8454 0.2089
0.750 0.4513 0.03390 0.02332 -0.0911 0.8298 0.2028
1.000 0.4859 0.03362 0.02304 -0.0917 0.8147 0.2050
1.250 0.5212 0.03338 0.02280 -0.0923 0.8004 0.2118
1.500 0.5676 0.03261 0.02205 -0.0939 0.7895 0.2293
1.750 0.5950 0.03100 0.02228 -0.0933 0.7740 1.0000
2.000 0.6210 0.03155 0.02253 -0.0923 0.7584 1.0000
2.250 0.6473 0.03211 0.02285 -0.0915 0.7439 1.0000
2.500 0.6782 0.03238 0.02291 -0.0911 0.7313 1.0000
2.750 0.7104 0.03249 0.02286 -0.0907 0.7194 1.0000
3.000 0.7294 0.03352 0.02380 -0.0897 0.7046 1.0000
3.250 0.7509 0.03440 0.02462 -0.0888 0.6911 1.0000
3.500 0.7903 0.03390 0.02400 -0.0887 0.6825 1.0000
3.750 0.8050 0.03531 0.02540 -0.0875 0.6677 1.0000
4.000 0.8218 0.03664 0.02672 -0.0865 0.6542 1.0000
4.250 0.8522 0.03677 0.02681 -0.0858 0.6436 1.0000
4.500 0.8787 0.03709 0.02712 -0.0848 0.6311 1.0000
4.750 0.8959 0.03817 0.02821 -0.0834 0.6163 1.0000
5.000 0.9179 0.03881 0.02885 -0.0821 0.6025 1.0000
5.250 0.9532 0.03815 0.02817 -0.0810 0.5907 1.0000
5.500 0.9798 0.03832 0.02834 -0.0798 0.5773 1.0000
5.750 0.9946 0.03967 0.02975 -0.0784 0.5624 1.0000
6.000 1.0133 0.04069 0.03083 -0.0770 0.5484 1.0000
6.250 1.0433 0.04058 0.03075 -0.0758 0.5355 1.0000
6.500 1.0776 0.04005 0.03018 -0.0748 0.5224 1.0000
6.750 1.0927 0.04135 0.03158 -0.0732 0.5066 1.0000
7.000 1.1088 0.04253 0.03289 -0.0715 0.4907 1.0000
7.250 1.1267 0.04359 0.03403 -0.0699 0.4750 1.0000
7.500 1.1474 0.04433 0.03483 -0.0683 0.4590 1.0000
7.750 1.1696 0.04497 0.03551 -0.0668 0.4432 1.0000
8.000 1.1939 0.04551 0.03608 -0.0655 0.4280 1.0000
8.250 1.2217 0.04568 0.03628 -0.0642 0.4125 1.0000
8.500 1.2524 0.04559 0.03612 -0.0632 0.3969 1.0000
8.750 1.2573 0.04782 0.03856 -0.0610 0.3820 1.0000
9.000 1.2573 0.05052 0.04146 -0.0587 0.3682 1.0000
9.250 1.2701 0.05187 0.04292 -0.0568 0.3540 1.0000
9.500 1.2944 0.05211 0.04317 -0.0554 0.3397 1.0000
9.750 1.3275 0.05170 0.04269 -0.0545 0.3254 1.0000
10.000 1.3041 0.05641 0.04773 -0.0513 0.3164 1.0000
10.250 1.3183 0.05790 0.04929 -0.0497 0.3057 1.0000
10.500 0.9992 0.10528 0.09654 -0.0631 0.3213 1.0000
10.750 1.0419 0.10230 0.09372 -0.0591 0.3082 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il)