GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.31 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe802b-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe802b-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2873 0.11124 0.10495 -0.0254 1.0000 0.0661
-8.000 -0.2973 0.11006 0.10387 -0.0230 1.0000 0.0668
-7.750 -0.3064 0.10878 0.10268 -0.0211 1.0000 0.0676
-7.500 -0.3135 0.10733 0.10132 -0.0199 1.0000 0.0685
-7.250 -0.3194 0.10585 0.09992 -0.0195 1.0000 0.0693
-7.000 -0.2936 0.10236 0.09638 -0.0283 0.9913 0.0702
-6.750 -0.2745 0.09797 0.09199 -0.0312 0.9848 0.0713
-6.500 -0.2510 0.09413 0.08810 -0.0364 0.9778 0.0728
-6.250 -0.2262 0.09051 0.08442 -0.0425 0.9695 0.0742
-6.000 -0.1981 0.08705 0.08087 -0.0494 0.9613 0.0751
-5.750 -0.1733 0.08331 0.07708 -0.0540 0.9533 0.0758
-5.500 -0.1443 0.07954 0.07324 -0.0592 0.9471 0.0777
-5.250 -0.1179 0.07660 0.07018 -0.0643 0.9372 0.0792
-5.000 -0.0859 0.07286 0.06636 -0.0694 0.9310 0.0806
-4.750 -0.0597 0.06994 0.06331 -0.0732 0.9219 0.0819
-4.500 -0.0238 0.06689 0.06007 -0.0788 0.9141 0.0827
-4.250 0.0145 0.06334 0.05638 -0.0842 0.9093 0.0836
-4.000 0.0377 0.06100 0.05391 -0.0862 0.8982 0.0845
-3.750 0.0801 0.05821 0.05085 -0.0917 0.8921 0.0852
-3.500 0.1087 0.05562 0.04812 -0.0942 0.8835 0.0860
-3.250 0.1458 0.05342 0.04565 -0.0978 0.8754 0.0869
-3.000 0.1877 0.05068 0.04268 -0.1021 0.8705 0.0873
-2.750 0.2114 0.04898 0.04081 -0.1028 0.8589 0.0877
-2.500 0.2517 0.04684 0.03837 -0.1061 0.8528 0.0880
-2.250 0.2800 0.04545 0.03673 -0.1070 0.8423 0.0883
-2.000 0.3172 0.04382 0.03479 -0.1092 0.8348 0.0884
-1.750 0.3485 0.04242 0.03315 -0.1103 0.8255 0.0885
-1.500 0.3805 0.04074 0.03125 -0.1116 0.8164 0.0890
-1.250 0.4152 0.03950 0.02971 -0.1129 0.8082 0.0896
-1.000 0.4448 0.03864 0.02856 -0.1131 0.7973 0.0898
-0.750 0.4788 0.03746 0.02712 -0.1141 0.7890 0.0899
-0.500 0.5068 0.03653 0.02598 -0.1140 0.7776 0.0899
-0.250 0.5382 0.03555 0.02478 -0.1144 0.7682 0.0900
0.000 0.5674 0.03473 0.02376 -0.1144 0.7574 0.0900
0.250 0.5958 0.03401 0.02285 -0.1142 0.7467 0.0900
0.500 0.6264 0.03315 0.02178 -0.1144 0.7369 0.0910
0.750 0.6527 0.03262 0.02108 -0.1139 0.7253 0.0927
1.000 0.6845 0.03183 0.02008 -0.1141 0.7163 0.0948
1.250 0.7088 0.03158 0.01967 -0.1134 0.7039 0.0962
1.500 0.7410 0.03068 0.01860 -0.1135 0.6957 0.1001
1.750 0.7651 0.03024 0.01795 -0.1127 0.6829 0.1086
2.000 0.7989 0.02856 0.01612 -0.1130 0.6754 0.1232
2.250 0.8205 0.02802 0.01568 -0.1121 0.6624 0.1306
2.500 0.8493 0.02751 0.01514 -0.1120 0.6528 0.1360
2.750 0.8749 0.02742 0.01502 -0.1116 0.6413 0.1391
3.000 0.9015 0.02727 0.01495 -0.1114 0.6305 0.1502
3.500 0.9485 0.02617 0.01524 -0.1097 0.6093 1.0000
3.750 0.9766 0.02631 0.01520 -0.1093 0.5997 1.0000
4.000 0.9985 0.02686 0.01569 -0.1085 0.5879 1.0000
4.250 1.0275 0.02700 0.01569 -0.1084 0.5792 1.0000
4.500 1.0478 0.02768 0.01636 -0.1074 0.5675 1.0000
4.750 1.0772 0.02783 0.01640 -0.1074 0.5591 1.0000
5.000 1.0960 0.02861 0.01723 -0.1063 0.5474 1.0000
5.250 1.1253 0.02881 0.01733 -0.1063 0.5393 1.0000
5.500 1.1430 0.02970 0.01829 -0.1051 0.5282 1.0000
5.750 1.1714 0.02995 0.01850 -0.1050 0.5200 1.0000
6.000 1.1883 0.03086 0.01951 -0.1038 0.5088 1.0000
6.250 1.2173 0.03097 0.01953 -0.1036 0.4995 1.0000
6.500 1.2315 0.03186 0.02053 -0.1018 0.4864 1.0000
6.750 1.2531 0.03228 0.02097 -0.1008 0.4749 1.0000
7.000 1.2738 0.03274 0.02144 -0.0997 0.4632 1.0000
7.250 1.2900 0.03353 0.02233 -0.0982 0.4518 1.0000
7.500 1.3141 0.03386 0.02265 -0.0975 0.4421 1.0000
7.750 1.3265 0.03489 0.02385 -0.0957 0.4308 1.0000
8.000 1.3520 0.03511 0.02403 -0.0951 0.4213 1.0000
8.250 1.3605 0.03632 0.02545 -0.0928 0.4099 1.0000
8.500 1.3815 0.03678 0.02593 -0.0918 0.4001 1.0000
8.750 1.3916 0.03785 0.02716 -0.0897 0.3889 1.0000
9.000 1.4074 0.03860 0.02801 -0.0881 0.3787 1.0000
9.250 1.4198 0.03948 0.02900 -0.0862 0.3678 1.0000
9.500 1.4281 0.04060 0.03024 -0.0840 0.3569 1.0000
9.750 1.4435 0.04119 0.03085 -0.0822 0.3461 1.0000
10.000 1.4424 0.04286 0.03270 -0.0791 0.3352 1.0000
10.250 1.4611 0.04335 0.03319 -0.0778 0.3250 1.0000
10.500 1.4546 0.04552 0.03561 -0.0747 0.3139 1.0000
10.750 1.4638 0.04660 0.03670 -0.0727 0.3032 1.0000
11.000 1.4615 0.04857 0.03882 -0.0703 0.2919 1.0000
11.250 1.4601 0.05059 0.04093 -0.0681 0.2811 1.0000
11.500 1.4641 0.05212 0.04248 -0.0663 0.2705 1.0000
11.750 1.4547 0.05520 0.04575 -0.0645 0.2605 1.0000
12.000 1.4626 0.05643 0.04695 -0.0630 0.2509 1.0000
12.250 1.4477 0.06049 0.05124 -0.0617 0.2417 1.0000
12.500 1.4558 0.06185 0.05261 -0.0605 0.2334 1.0000
12.750 1.4409 0.06635 0.05734 -0.0598 0.2256 1.0000
13.000 1.4425 0.06877 0.05983 -0.0590 0.2184 1.0000
13.250 1.4393 0.07197 0.06313 -0.0584 0.2119 1.0000
13.500 1.4249 0.07688 0.06825 -0.0585 0.2054 1.0000
13.750 1.4381 0.07774 0.06908 -0.0574 0.1991 1.0000
14.000 1.4180 0.08378 0.07534 -0.0582 0.1937 1.0000
14.250 1.3966 0.09031 0.08208 -0.0595 0.1881 1.0000
14.500 1.4124 0.09077 0.08254 -0.0583 0.1828 1.0000
14.750 1.3982 0.09641 0.08832 -0.0594 0.1782 1.0000
15.000 1.3226 0.11403 0.10622 -0.0669 0.1722 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)