GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 60.95 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802b-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe802b-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 802 B 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 -0.2547 0.11359 0.10881 -0.0327 1.0000 0.0381
-9.250 -0.2622 0.11245 0.10775 -0.0307 1.0000 0.0386
-9.000 -0.2721 0.11157 0.10695 -0.0285 1.0000 0.0390
-8.750 -0.2580 0.10880 0.10418 -0.0345 0.9934 0.0395
-8.500 -0.2437 0.10484 0.10023 -0.0379 0.9876 0.0400
-8.250 -0.2264 0.10076 0.09614 -0.0403 0.9831 0.0411
-8.000 -0.2101 0.09736 0.09275 -0.0441 0.9767 0.0424
-7.750 -0.1916 0.09384 0.08922 -0.0490 0.9692 0.0438
-7.500 -0.1686 0.09025 0.08560 -0.0560 0.9619 0.0451
-7.250 -0.1426 0.08695 0.08225 -0.0649 0.9531 0.0457
-7.000 -0.1193 0.08259 0.07786 -0.0692 0.9488 0.0462
-6.750 -0.1058 0.07937 0.07464 -0.0704 0.9403 0.0472
-6.500 -0.0825 0.07605 0.07128 -0.0748 0.9337 0.0494
-6.250 -0.0489 0.07283 0.06795 -0.0833 0.9273 0.0517
-5.750 -0.0063 0.06613 0.06116 -0.0895 0.9123 0.0529
-5.500 0.0166 0.06311 0.05808 -0.0923 0.9057 0.0542
-5.250 0.0399 0.06038 0.05527 -0.0952 0.8970 0.0559
-5.000 0.0768 0.05758 0.05227 -0.1009 0.8913 0.0578
-4.750 0.1005 0.05483 0.04942 -0.1032 0.8829 0.0586
-4.500 0.1219 0.05201 0.04656 -0.1044 0.8755 0.0604
-4.250 0.1545 0.04940 0.04377 -0.1076 0.8704 0.0629
-4.000 0.1827 0.04766 0.04181 -0.1095 0.8604 0.0641
-3.750 0.2141 0.04536 0.03930 -0.1117 0.8538 0.0645
-3.500 0.2374 0.04266 0.03655 -0.1127 0.8462 0.0654
-3.250 0.2632 0.04061 0.03437 -0.1136 0.8375 0.0667
-3.000 0.2952 0.03860 0.03213 -0.1152 0.8315 0.0685
-2.750 0.3229 0.03747 0.03075 -0.1156 0.8206 0.0699
-2.500 0.3518 0.03531 0.02844 -0.1166 0.8133 0.0711
-2.250 0.3774 0.03374 0.02672 -0.1168 0.8026 0.0727
-2.000 0.4075 0.03226 0.02500 -0.1174 0.7940 0.0738
-1.750 0.4347 0.03110 0.02362 -0.1174 0.7825 0.0744
-1.500 0.4648 0.02983 0.02209 -0.1177 0.7734 0.0747
-1.250 0.4913 0.02876 0.02083 -0.1176 0.7610 0.0746
-1.000 0.5206 0.02750 0.01934 -0.1178 0.7517 0.0740
-0.750 0.5487 0.02616 0.01769 -0.1176 0.7394 0.0596
-0.500 0.5774 0.02542 0.01665 -0.1174 0.7285 0.0578
-0.250 0.6045 0.02450 0.01562 -0.1173 0.7169 0.0605
0.000 0.6317 0.02382 0.01475 -0.1171 0.7046 0.0603
0.250 0.6605 0.02327 0.01388 -0.1168 0.6939 0.0580
0.500 0.6870 0.02261 0.01309 -0.1165 0.6808 0.0576
0.750 0.7140 0.02205 0.01237 -0.1163 0.6686 0.0574
1.000 0.7414 0.02157 0.01169 -0.1160 0.6568 0.0575
1.250 0.7676 0.02122 0.01121 -0.1156 0.6436 0.0580
1.500 0.7942 0.02085 0.01077 -0.1154 0.6320 0.0600
1.750 0.8206 0.02072 0.01052 -0.1150 0.6200 0.0639
2.000 0.8465 0.02047 0.01022 -0.1146 0.6075 0.0661
2.250 0.8728 0.02027 0.00989 -0.1142 0.5962 0.0680
2.500 0.8982 0.02019 0.00975 -0.1138 0.5837 0.0707
3.250 0.9752 0.02004 0.00932 -0.1126 0.5512 0.1010
3.750 1.0225 0.01716 0.00811 -0.1118 0.5306 1.0000
4.000 1.0477 0.01747 0.00827 -0.1114 0.5207 1.0000
4.250 1.0723 0.01780 0.00856 -0.1110 0.5105 1.0000
4.500 1.0972 0.01814 0.00881 -0.1106 0.5014 1.0000
4.750 1.1213 0.01849 0.00914 -0.1101 0.4910 1.0000
5.000 1.1455 0.01884 0.00938 -0.1096 0.4807 1.0000
5.250 1.1683 0.01919 0.00974 -0.1089 0.4682 1.0000
5.500 1.1913 0.01955 0.01004 -0.1082 0.4565 1.0000
5.750 1.2135 0.01991 0.01037 -0.1074 0.4439 1.0000
6.000 1.2358 0.02030 0.01076 -0.1066 0.4324 1.0000
6.250 1.2584 0.02070 0.01111 -0.1059 0.4229 1.0000
6.500 1.2805 0.02111 0.01160 -0.1052 0.4130 1.0000
6.750 1.3025 0.02154 0.01199 -0.1044 0.4040 1.0000
7.000 1.3242 0.02199 0.01251 -0.1036 0.3948 1.0000
7.250 1.3454 0.02244 0.01297 -0.1028 0.3860 1.0000
7.500 1.3662 0.02292 0.01352 -0.1019 0.3768 1.0000
7.750 1.3860 0.02341 0.01404 -0.1008 0.3672 1.0000
8.000 1.4055 0.02393 0.01462 -0.0997 0.3576 1.0000
8.250 1.4237 0.02447 0.01517 -0.0984 0.3474 1.0000
8.500 1.4410 0.02504 0.01585 -0.0970 0.3364 1.0000
8.750 1.4566 0.02565 0.01642 -0.0954 0.3253 1.0000
9.000 1.4709 0.02629 0.01718 -0.0936 0.3124 1.0000
9.250 1.4836 0.02699 0.01791 -0.0916 0.2996 1.0000
9.500 1.4928 0.02774 0.01865 -0.0890 0.2873 1.0000
9.750 1.5023 0.02855 0.01959 -0.0866 0.2738 1.0000
10.000 1.5112 0.02946 0.02056 -0.0843 0.2612 1.0000
10.250 1.5184 0.03050 0.02162 -0.0819 0.2491 1.0000
10.500 1.5262 0.03160 0.02280 -0.0798 0.2367 1.0000
10.750 1.5331 0.03283 0.02407 -0.0777 0.2254 1.0000
11.000 1.5368 0.03428 0.02553 -0.0754 0.2142 1.0000
11.250 1.5406 0.03585 0.02716 -0.0734 0.2021 1.0000
11.500 1.5426 0.03761 0.02894 -0.0714 0.1914 1.0000
11.750 1.5420 0.03967 0.03096 -0.0694 0.1817 1.0000
12.000 1.5439 0.04165 0.03303 -0.0678 0.1723 1.0000
12.250 1.5419 0.04402 0.03540 -0.0662 0.1646 1.0000
12.500 1.5438 0.04619 0.03768 -0.0649 0.1577 1.0000
12.750 1.5435 0.04861 0.04018 -0.0637 0.1514 1.0000
13.000 1.5400 0.05140 0.04300 -0.0626 0.1462 1.0000
13.250 1.5416 0.05384 0.04564 -0.0618 0.1402 1.0000
13.500 1.5391 0.05675 0.04867 -0.0611 0.1343 1.0000
13.750 1.5334 0.06009 0.05205 -0.0606 0.1295 1.0000
14.000 1.5325 0.06307 0.05521 -0.0603 0.1243 1.0000
14.250 1.5293 0.06643 0.05871 -0.0602 0.1192 1.0000
14.500 1.5237 0.07017 0.06255 -0.0603 0.1149 1.0000
14.750 1.5178 0.07405 0.06652 -0.0606 0.1110 1.0000
15.000 1.5145 0.07775 0.07042 -0.0610 0.1063 1.0000
15.250 1.5081 0.08196 0.07479 -0.0617 0.1018 1.0000
15.500 1.4995 0.08658 0.07949 -0.0626 0.0980 1.0000
15.750 1.4933 0.09091 0.08397 -0.0635 0.0943 1.0000
16.000 1.4874 0.09529 0.08854 -0.0645 0.0903 1.0000
16.250 1.4793 0.10011 0.09348 -0.0658 0.0867 1.0000
16.500 1.4685 0.10544 0.09889 -0.0676 0.0832 1.0000
16.750 1.4608 0.11038 0.10399 -0.0692 0.0791 1.0000
17.000 1.4520 0.11556 0.10931 -0.0710 0.0754 1.0000
17.250 1.4421 0.12101 0.11485 -0.0731 0.0721 1.0000
17.500 1.4330 0.12641 0.12035 -0.0754 0.0690 1.0000
17.750 1.4252 0.13170 0.12579 -0.0777 0.0653 1.0000
18.000 1.4160 0.13731 0.13150 -0.0803 0.0620 1.0000
18.250 1.4054 0.14328 0.13752 -0.0833 0.0587 1.0000
18.500 1.3965 0.14911 0.14350 -0.0863 0.0545 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)