GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.63 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802b-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe802b-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3036 0.12036 0.11324 -0.0276 1.0000 0.0852
-9.500 -0.3017 0.11811 0.11106 -0.0290 1.0000 0.0859
-9.000 -0.2975 0.11307 0.10618 -0.0309 1.0000 0.0868
-8.750 -0.2914 0.10974 0.10290 -0.0307 1.0000 0.0877
-8.500 -0.2903 0.10725 0.10049 -0.0307 1.0000 0.0887
-8.250 -0.2934 0.10526 0.09860 -0.0302 1.0000 0.0895
-8.000 -0.3014 0.10376 0.09723 -0.0292 1.0000 0.0901
-7.750 -0.3102 0.10237 0.09597 -0.0287 1.0000 0.0906
-7.500 -0.3191 0.10106 0.09477 -0.0288 1.0000 0.0910
-7.250 -0.3211 0.09850 0.09228 -0.0274 1.0000 0.0916
-7.000 -0.3231 0.09605 0.08991 -0.0258 1.0000 0.0926
-6.750 -0.3265 0.09396 0.08788 -0.0252 1.0000 0.0937
-6.500 -0.3294 0.09192 0.08589 -0.0253 1.0000 0.0947
-6.250 -0.3305 0.08992 0.08390 -0.0265 1.0000 0.0956
-6.000 -0.3288 0.08754 0.08155 -0.0275 1.0000 0.0961
-5.750 -0.3264 0.08473 0.07878 -0.0263 1.0000 0.0971
-5.500 -0.3222 0.08215 0.07622 -0.0265 1.0000 0.0984
-5.250 -0.3149 0.07963 0.07366 -0.0281 1.0000 0.0999
-5.000 -0.3040 0.07708 0.07103 -0.0306 1.0000 0.1010
-4.750 -0.2971 0.07423 0.06820 -0.0301 1.0000 0.1024
-4.500 -0.2848 0.07162 0.06552 -0.0317 1.0000 0.1046
-4.250 -0.2695 0.06898 0.06277 -0.0339 1.0000 0.1063
-4.000 -0.2568 0.06635 0.06009 -0.0347 1.0000 0.1088
-3.750 -0.2395 0.06376 0.05736 -0.0367 1.0000 0.1119
-3.500 -0.2207 0.06121 0.05466 -0.0389 1.0000 0.1163
-3.250 -0.2025 0.05865 0.05199 -0.0406 1.0000 0.1217
-3.000 -0.1823 0.05607 0.04924 -0.0430 1.0000 0.1303
-2.750 -0.1675 0.05395 0.04714 -0.0436 1.0000 0.1412
-2.500 -0.1495 0.05242 0.04553 -0.0448 1.0000 0.1525
-2.250 -0.1026 0.05046 0.04339 -0.0512 0.9911 0.1695
-2.000 -0.0490 0.04856 0.04131 -0.0583 0.9786 0.1856
-1.750 0.0071 0.04672 0.03920 -0.0656 0.9660 0.1992
-1.500 0.0551 0.04516 0.03742 -0.0710 0.9519 0.2138
-1.250 0.1039 0.04381 0.03576 -0.0763 0.9376 0.2250
-1.000 0.1521 0.04252 0.03422 -0.0809 0.9234 0.2298
-0.750 0.2042 0.04138 0.03274 -0.0858 0.9098 0.2318
-0.500 0.2587 0.04027 0.03127 -0.0907 0.8967 0.2326
-0.250 0.2976 0.03961 0.03034 -0.0928 0.8813 0.2326
0.000 0.3367 0.03907 0.02955 -0.0949 0.8664 0.2333
0.250 0.3772 0.03864 0.02886 -0.0968 0.8523 0.2368
0.500 0.4352 0.03770 0.02762 -0.1008 0.8416 0.2372
0.750 0.4678 0.03745 0.02722 -0.1011 0.8260 0.2331
1.000 0.5005 0.03736 0.02695 -0.1013 0.8112 0.2238
1.250 0.5361 0.03718 0.02667 -0.1019 0.7978 0.2179
1.500 0.5869 0.03635 0.02577 -0.1042 0.7881 0.2221
1.750 0.6110 0.03664 0.02611 -0.1036 0.7728 0.2307
2.000 0.6372 0.03688 0.02647 -0.1033 0.7585 0.2542
2.250 0.6686 0.03538 0.02640 -0.1027 0.7473 1.0000
2.500 0.7028 0.03554 0.02626 -0.1025 0.7356 1.0000
2.750 0.7215 0.03659 0.02715 -0.1013 0.7211 1.0000
3.000 0.7447 0.03741 0.02780 -0.1005 0.7083 1.0000
3.250 0.7837 0.03712 0.02734 -0.1007 0.6993 1.0000
3.500 0.7960 0.03873 0.02890 -0.0994 0.6850 1.0000
3.750 0.8146 0.03994 0.03006 -0.0985 0.6728 1.0000
4.000 0.8518 0.03966 0.02971 -0.0984 0.6641 1.0000
4.250 0.8594 0.04179 0.03184 -0.0971 0.6503 1.0000
4.500 0.8819 0.04275 0.03277 -0.0963 0.6398 1.0000
4.750 0.9108 0.04302 0.03305 -0.0957 0.6294 1.0000
5.000 0.9171 0.04527 0.03533 -0.0942 0.6157 1.0000
5.250 0.9528 0.04473 0.03478 -0.0935 0.6052 1.0000
5.500 0.9847 0.04438 0.03443 -0.0924 0.5932 1.0000
5.750 0.9920 0.04640 0.03652 -0.0907 0.5788 1.0000
6.000 1.0143 0.04703 0.03718 -0.0894 0.5665 1.0000
6.250 1.0655 0.04478 0.03493 -0.0889 0.5564 1.0000
6.500 1.0657 0.04752 0.03777 -0.0869 0.5416 1.0000
6.750 1.0773 0.04920 0.03955 -0.0853 0.5281 1.0000
7.000 1.1456 0.04531 0.03561 -0.0853 0.5182 1.0000
7.250 1.1524 0.04728 0.03770 -0.0833 0.5032 1.0000
7.500 1.1542 0.04975 0.04030 -0.0811 0.4880 1.0000
7.750 1.1650 0.05137 0.04204 -0.0792 0.4733 1.0000
8.000 1.1970 0.05097 0.04169 -0.0779 0.4594 1.0000
8.250 1.2428 0.04922 0.03994 -0.0772 0.4447 1.0000
8.500 1.2830 0.04817 0.03890 -0.0765 0.4294 1.0000
8.750 1.2738 0.05156 0.04250 -0.0736 0.4147 1.0000
9.000 1.2433 0.05711 0.04823 -0.0702 0.4019 1.0000
9.250 1.2691 0.05728 0.04846 -0.0687 0.3881 1.0000
9.500 1.0854 0.08332 0.07442 -0.0706 0.3803 1.0000
9.750 1.3553 0.05423 0.04542 -0.0672 0.3571 1.0000
10.000 1.2410 0.06791 0.05934 -0.0617 0.3552 1.0000
10.250 1.0275 0.10386 0.09502 -0.0738 0.3546 1.0000
10.500 1.0001 0.11195 0.10313 -0.0761 0.3493 1.0000
10.750 1.0176 0.11327 0.10452 -0.0747 0.3376 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)