GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.21 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802a-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe802a-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2646 0.11718 0.11055 -0.0331 1.0000 0.0637
-9.000 -0.2732 0.11625 0.10973 -0.0314 1.0000 0.0638
-8.750 -0.2827 0.11518 0.10878 -0.0294 1.0000 0.0640
-8.500 -0.2852 0.11260 0.10627 -0.0273 1.0000 0.0645
-8.250 -0.2929 0.11100 0.10476 -0.0250 1.0000 0.0650
-8.000 -0.3019 0.10963 0.10347 -0.0227 1.0000 0.0655
-7.750 -0.3090 0.10807 0.10200 -0.0212 1.0000 0.0661
-7.500 -0.3150 0.10644 0.10045 -0.0200 1.0000 0.0668
-7.250 -0.3189 0.10466 0.09874 -0.0196 0.9997 0.0676
-7.000 -0.2939 0.10100 0.09503 -0.0274 0.9916 0.0692
-6.750 -0.2710 0.09709 0.09110 -0.0332 0.9839 0.0700
-6.500 -0.2491 0.09310 0.08708 -0.0374 0.9771 0.0717
-6.250 -0.2236 0.08942 0.08333 -0.0433 0.9692 0.0732
-6.000 -0.1962 0.08596 0.07979 -0.0498 0.9609 0.0743
-5.750 -0.1675 0.08231 0.07605 -0.0558 0.9530 0.0748
-5.500 -0.1419 0.07858 0.07226 -0.0599 0.9462 0.0761
-5.250 -0.1155 0.07538 0.06897 -0.0644 0.9372 0.0778
-5.000 -0.0775 0.07183 0.06526 -0.0713 0.9311 0.0791
-4.750 -0.0555 0.06891 0.06227 -0.0738 0.9216 0.0807
-4.500 -0.0184 0.06580 0.05896 -0.0795 0.9145 0.0819
-4.250 0.0166 0.06269 0.05567 -0.0842 0.9078 0.0825
-4.000 0.0439 0.06004 0.05289 -0.0868 0.8983 0.0835
-3.750 0.0864 0.05718 0.04978 -0.0923 0.8928 0.0844
-3.500 0.1150 0.05503 0.04743 -0.0945 0.8830 0.0848
-3.250 0.1515 0.05241 0.04460 -0.0981 0.8761 0.0860
-3.000 0.1932 0.05020 0.04208 -0.1022 0.8703 0.0866
-2.750 0.2183 0.04831 0.04004 -0.1031 0.8593 0.0871
-2.250 0.2852 0.04485 0.03605 -0.1069 0.8423 0.0877
-2.000 0.3245 0.04319 0.03407 -0.1094 0.8357 0.0879
-1.750 0.3522 0.04209 0.03271 -0.1099 0.8249 0.0880
-1.500 0.3879 0.04039 0.03076 -0.1116 0.8173 0.0882
-1.250 0.4164 0.03917 0.02933 -0.1121 0.8068 0.0887
-1.000 0.4511 0.03814 0.02797 -0.1131 0.7982 0.0892
-0.750 0.4795 0.03728 0.02688 -0.1132 0.7874 0.0894
-0.500 0.5129 0.03609 0.02545 -0.1140 0.7786 0.0895
-0.250 0.5398 0.03531 0.02449 -0.1138 0.7671 0.0896
0.000 0.5733 0.03430 0.02325 -0.1143 0.7586 0.0897
0.250 0.5985 0.03375 0.02253 -0.1138 0.7463 0.0898
0.500 0.6324 0.03284 0.02139 -0.1143 0.7382 0.0901
0.750 0.6561 0.03261 0.02099 -0.1134 0.7252 0.0909
1.000 0.6905 0.03169 0.01984 -0.1139 0.7178 0.0928
1.250 0.7127 0.03147 0.01951 -0.1130 0.7044 0.0943
1.500 0.7414 0.03085 0.01874 -0.1128 0.6946 0.0959
1.750 0.7687 0.03046 0.01816 -0.1123 0.6835 0.0988
2.000 0.7956 0.02994 0.01747 -0.1118 0.6725 0.1052
2.250 0.8247 0.02822 0.01578 -0.1117 0.6632 0.1186
2.500 0.8492 0.02775 0.01537 -0.1114 0.6516 0.1277
2.750 0.8795 0.02727 0.01483 -0.1115 0.6425 0.1356
3.000 0.9030 0.02726 0.01497 -0.1111 0.6301 0.1513
3.500 0.9506 0.02614 0.01521 -0.1094 0.6092 1.0000
3.750 0.9778 0.02636 0.01526 -0.1090 0.5996 1.0000
4.000 1.0012 0.02680 0.01562 -0.1084 0.5884 1.0000
4.250 1.0262 0.02718 0.01591 -0.1079 0.5782 1.0000
4.500 1.0510 0.02756 0.01621 -0.1073 0.5679 1.0000
4.750 1.0744 0.02808 0.01670 -0.1068 0.5578 1.0000
5.000 1.0995 0.02849 0.01708 -0.1063 0.5482 1.0000
5.250 1.1218 0.02909 0.01768 -0.1056 0.5381 1.0000
5.500 1.1464 0.02954 0.01811 -0.1051 0.5287 1.0000
5.750 1.1681 0.03021 0.01880 -0.1044 0.5190 1.0000
6.000 1.1918 0.03071 0.01933 -0.1038 0.5094 1.0000
6.250 1.2117 0.03136 0.02002 -0.1028 0.4982 1.0000
6.500 1.2375 0.03156 0.02014 -0.1022 0.4873 1.0000
6.750 1.2523 0.03238 0.02107 -0.1005 0.4744 1.0000
7.000 1.2749 0.03275 0.02144 -0.0996 0.4634 1.0000
7.250 1.2924 0.03342 0.02219 -0.0982 0.4520 1.0000
7.500 1.3105 0.03413 0.02296 -0.0970 0.4415 1.0000
7.750 1.3309 0.03466 0.02353 -0.0959 0.4313 1.0000
8.000 1.3450 0.03558 0.02461 -0.0942 0.4206 1.0000
8.250 1.3675 0.03594 0.02496 -0.0933 0.4106 1.0000
8.500 1.3766 0.03710 0.02631 -0.0912 0.3994 1.0000
8.750 1.3989 0.03746 0.02665 -0.0902 0.3895 1.0000
9.000 1.4053 0.03872 0.02810 -0.0878 0.3781 1.0000
9.250 1.4211 0.03944 0.02891 -0.0862 0.3678 1.0000
9.500 1.4307 0.04048 0.03007 -0.0841 0.3569 1.0000
9.750 1.4381 0.04160 0.03130 -0.0816 0.3464 1.0000
10.000 1.4507 0.04238 0.03212 -0.0797 0.3355 1.0000
10.250 1.4495 0.04412 0.03403 -0.0768 0.3245 1.0000
10.500 1.4656 0.04472 0.03463 -0.0752 0.3138 1.0000
10.750 1.4583 0.04704 0.03718 -0.0723 0.3028 1.0000
11.000 1.4650 0.04836 0.03852 -0.0704 0.2922 1.0000
11.250 1.4626 0.05040 0.04068 -0.0681 0.2811 1.0000
11.500 1.4586 0.05275 0.04315 -0.0661 0.2706 1.0000
11.750 1.4628 0.05427 0.04466 -0.0644 0.2601 1.0000
12.000 1.4508 0.05779 0.04838 -0.0629 0.2504 1.0000
12.250 1.4594 0.05899 0.04954 -0.0615 0.2413 1.0000
12.500 1.4433 0.06342 0.05425 -0.0606 0.2328 1.0000
12.750 1.4501 0.06503 0.05586 -0.0595 0.2250 1.0000
13.000 1.4373 0.06946 0.06049 -0.0591 0.2179 1.0000
13.250 1.4344 0.07262 0.06376 -0.0586 0.2112 1.0000
13.500 1.4430 0.07427 0.06542 -0.0577 0.2054 1.0000
13.750 1.4195 0.08070 0.07213 -0.0584 0.1997 1.0000
14.000 1.4166 0.08415 0.07569 -0.0583 0.1941 1.0000
14.250 1.4343 0.08445 0.07596 -0.0570 0.1889 1.0000
14.500 1.3895 0.09496 0.08681 -0.0600 0.1841 1.0000
14.750 1.3591 0.10371 0.09573 -0.0628 0.1788 1.0000
15.000 1.3977 0.09990 0.09190 -0.0597 0.1739 1.0000
15.250 1.3377 0.11481 0.10701 -0.0659 0.1696 1.0000
15.500 1.2492 0.13816 0.13041 -0.0777 0.1603 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 A AIRFOIL (goe802a-il)