GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.03 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe803h-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe803h-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 803 (HACKLINGER) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2607 0.12002 0.11297 -0.0267 1.0000 0.0848
-8.250 -0.2658 0.12056 0.11364 -0.0271 1.0000 0.0854
-8.000 -0.2732 0.12139 0.11464 -0.0274 1.0000 0.0857
-7.750 -0.2581 0.11423 0.10749 -0.0261 1.0000 0.0870
-7.500 -0.2461 0.10929 0.10258 -0.0251 1.0000 0.0894
-7.250 -0.2439 0.10698 0.10036 -0.0240 1.0000 0.0916
-7.000 -0.2453 0.10537 0.09887 -0.0228 1.0000 0.0938
-6.750 -0.2478 0.10414 0.09777 -0.0219 1.0000 0.0962
-6.500 -0.2529 0.10372 0.09748 -0.0215 1.0000 0.0982
-6.250 -0.2597 0.10439 0.09829 -0.0223 1.0000 0.0995
-6.000 -0.2627 0.10582 0.09982 -0.0259 1.0000 0.1002
-5.750 -0.2643 0.10130 0.09541 -0.0218 1.0000 0.1013
-5.500 -0.2656 0.09758 0.09176 -0.0176 1.0000 0.1034
-5.250 -0.2666 0.09554 0.08977 -0.0160 1.0000 0.1056
-5.000 -0.2664 0.09385 0.08816 -0.0156 1.0000 0.1082
-4.750 -0.2632 0.09237 0.08672 -0.0166 1.0000 0.1113
-4.500 -0.2445 0.09269 0.08703 -0.0256 1.0000 0.1150
-4.250 -0.2378 0.08973 0.08413 -0.0264 1.0000 0.1164
-4.000 -0.2392 0.08629 0.08076 -0.0226 1.0000 0.1185
-3.750 -0.2324 0.08386 0.07838 -0.0224 1.0000 0.1223
-3.500 -0.1845 0.08388 0.07825 -0.0384 1.0000 0.1308
-3.250 -0.1897 0.07964 0.07411 -0.0331 1.0000 0.1325
-3.000 -0.1834 0.07685 0.07137 -0.0316 1.0000 0.1368
-2.750 -0.1453 0.07503 0.06946 -0.0414 1.0000 0.1471
-2.500 -0.1404 0.07210 0.06660 -0.0390 1.0000 0.1528
-2.250 -0.1090 0.06984 0.06429 -0.0455 1.0000 0.1641
-2.000 -0.0755 0.06787 0.06224 -0.0520 1.0000 0.1778
-1.750 -0.0454 0.06591 0.06023 -0.0571 1.0000 0.1927
-1.500 -0.0201 0.06375 0.05806 -0.0604 1.0000 0.2084
-1.250 0.0012 0.06148 0.05581 -0.0625 1.0000 0.2250
-1.000 0.0427 0.05906 0.05335 -0.0685 0.9951 0.2568
1.000 0.6112 0.04265 0.03457 -0.1505 0.8925 0.2389
1.250 0.6759 0.04094 0.03239 -0.1562 0.8767 0.2096
1.500 0.7326 0.03961 0.03067 -0.1602 0.8613 0.1964
1.750 0.7854 0.03850 0.02922 -0.1634 0.8461 0.1997
2.000 0.8371 0.03742 0.02773 -0.1658 0.8316 0.2070
2.250 0.8851 0.03614 0.02631 -0.1673 0.8170 0.2213
2.500 0.9270 0.03506 0.02527 -0.1679 0.8009 0.2474
2.750 0.9661 0.03411 0.02449 -0.1680 0.7834 0.2904
3.000 0.9997 0.03235 0.02376 -0.1668 0.7658 1.0000
3.250 1.0348 0.03196 0.02285 -0.1654 0.7470 1.0000
3.500 1.0699 0.03137 0.02202 -0.1640 0.7277 1.0000
3.750 1.1016 0.03093 0.02143 -0.1623 0.7066 1.0000
4.000 1.1278 0.03086 0.02125 -0.1602 0.6816 1.0000
4.250 1.1609 0.03026 0.02048 -0.1585 0.6603 1.0000
4.500 1.1828 0.03068 0.02086 -0.1564 0.6335 1.0000
4.750 1.2131 0.03050 0.02051 -0.1549 0.6126 1.0000
5.000 1.2342 0.03121 0.02120 -0.1532 0.5887 1.0000
5.250 1.2603 0.03156 0.02149 -0.1518 0.5692 1.0000
5.500 1.2859 0.03212 0.02197 -0.1506 0.5518 1.0000
5.750 1.3102 0.03291 0.02273 -0.1495 0.5359 1.0000
6.000 1.3332 0.03387 0.02370 -0.1485 0.5209 1.0000
6.250 1.3551 0.03498 0.02489 -0.1474 0.5070 1.0000
6.500 1.3771 0.03615 0.02612 -0.1464 0.4943 1.0000
6.750 1.4012 0.03705 0.02703 -0.1454 0.4823 1.0000
7.000 1.4270 0.03778 0.02774 -0.1444 0.4705 1.0000
7.250 1.4431 0.03947 0.02962 -0.1431 0.4582 1.0000
7.500 1.4610 0.04106 0.03141 -0.1418 0.4472 1.0000
7.750 1.4868 0.04191 0.03227 -0.1409 0.4368 1.0000
8.000 1.5021 0.04377 0.03434 -0.1395 0.4261 1.0000
8.250 1.5146 0.04598 0.03679 -0.1379 0.4161 1.0000
8.500 1.5437 0.04670 0.03754 -0.1372 0.4064 1.0000
8.750 1.5466 0.04971 0.04091 -0.1350 0.3961 1.0000
9.000 1.5576 0.05186 0.04326 -0.1330 0.3850 1.0000
9.250 1.5794 0.05271 0.04419 -0.1315 0.3719 1.0000
9.500 1.6000 0.05329 0.04483 -0.1296 0.3566 1.0000
9.750 1.6172 0.05376 0.04541 -0.1274 0.3392 1.0000
10.000 1.6362 0.05387 0.04554 -0.1252 0.3207 1.0000
10.250 1.6550 0.05428 0.04599 -0.1231 0.3032 1.0000
10.500 1.6656 0.05588 0.04774 -0.1207 0.2885 1.0000
10.750 1.6753 0.05750 0.04954 -0.1182 0.2729 1.0000
11.000 1.6940 0.05813 0.05014 -0.1160 0.2529 1.0000
11.250 1.7031 0.05951 0.05151 -0.1131 0.2330 1.0000
11.500 1.6994 0.06176 0.05390 -0.1093 0.2168 1.0000
11.750 1.6984 0.06388 0.05609 -0.1059 0.2020 1.0000
12.000 1.6698 0.06829 0.06090 -0.1011 0.1965 1.0000
12.250 1.6695 0.07073 0.06336 -0.0982 0.1867 1.0000
12.500 1.6316 0.07611 0.06907 -0.0943 0.1856 1.0000
12.750 1.5882 0.08305 0.07627 -0.0925 0.1859 1.0000
13.000 1.5386 0.09211 0.08553 -0.0933 0.1873 1.0000
13.250 1.4857 0.10367 0.09720 -0.0968 0.1889 1.0000
13.500 1.2666 0.16111 0.15410 -0.1335 0.2196 1.0000
13.750 1.2392 0.17270 0.16564 -0.1407 0.2208 1.0000
14.000 1.2344 0.18011 0.17307 -0.1440 0.2204 1.0000
14.250 1.2376 0.18650 0.17951 -0.1459 0.2196 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il)