GOE 804 (EA 8) AIRFOIL (goe804-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 804 (EA 8) AIRFOIL (goe804-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.68 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe804-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe804-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 804 (EA 8) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.4019 0.11505 0.10869 -0.0174 1.0000 0.1178
-6.750 -0.4148 0.11494 0.10869 -0.0171 1.0000 0.1192
-6.500 -0.4225 0.11491 0.10877 -0.0209 1.0000 0.1199
-6.250 -0.4090 0.10780 0.10165 -0.0144 1.0000 0.1244
-6.000 -0.4082 0.10533 0.09922 -0.0138 1.0000 0.1283
-5.750 -0.4096 0.10367 0.09763 -0.0160 1.0000 0.1324
-5.500 -0.4067 0.10163 0.09567 -0.0214 1.0000 0.1349
-5.250 -0.4027 0.09732 0.09138 -0.0159 1.0000 0.1391
-5.000 -0.3965 0.09473 0.08882 -0.0179 1.0000 0.1457
-4.750 -0.3864 0.09167 0.08578 -0.0228 1.0000 0.1503
-4.500 -0.3812 0.08835 0.08246 -0.0202 1.0000 0.1567
-4.250 -0.3638 0.08510 0.07920 -0.0268 1.0000 0.1649
-4.000 -0.3402 0.08207 0.07611 -0.0340 1.0000 0.1779
-3.750 -0.3411 0.07855 0.07267 -0.0278 1.0000 0.1852
-3.500 -0.3235 0.07528 0.06938 -0.0308 1.0000 0.2008
-3.250 -0.2959 0.07171 0.06575 -0.0375 1.0000 0.2218
-3.000 -0.2809 0.06844 0.06249 -0.0377 1.0000 0.2381
-2.750 -0.2569 0.06518 0.05918 -0.0412 1.0000 0.2657
-2.500 -0.2310 0.06244 0.05636 -0.0446 1.0000 0.3077
-1.000 0.1427 0.03874 0.02978 -0.1082 1.0000 0.1973
-0.750 0.1913 0.03693 0.02731 -0.1129 1.0000 0.1942
-0.500 0.2328 0.03567 0.02547 -0.1159 1.0000 0.1926
-0.250 0.2668 0.03487 0.02433 -0.1177 1.0000 0.2054
0.000 0.2997 0.03411 0.02335 -0.1191 1.0000 0.2114
0.250 0.3289 0.03375 0.02279 -0.1198 1.0000 0.2271
0.500 0.3550 0.03352 0.02237 -0.1196 1.0000 0.2411
0.750 0.3810 0.03337 0.02210 -0.1195 1.0000 0.2572
1.000 0.4099 0.03327 0.02206 -0.1201 1.0000 0.2920
1.250 0.4450 0.03156 0.02237 -0.1212 1.0000 0.7658
1.500 0.4569 0.03207 0.02229 -0.1186 1.0000 1.0000
1.750 0.4784 0.03295 0.02285 -0.1183 1.0000 1.0000
2.000 0.4991 0.03388 0.02358 -0.1181 1.0000 1.0000
2.250 0.5193 0.03486 0.02443 -0.1180 1.0000 1.0000
2.500 0.5391 0.03590 0.02538 -0.1178 1.0000 1.0000
2.750 0.5583 0.03699 0.02643 -0.1177 1.0000 1.0000
3.000 0.5771 0.03815 0.02757 -0.1176 1.0000 1.0000
3.250 0.5954 0.03939 0.02882 -0.1176 1.0000 1.0000
3.500 0.6131 0.04071 0.03015 -0.1175 1.0000 1.0000
3.750 0.6301 0.04212 0.03160 -0.1176 1.0000 1.0000
4.000 0.6465 0.04364 0.03319 -0.1176 1.0000 1.0000
4.250 0.6755 0.04558 0.03524 -0.1204 0.9906 1.0000
4.500 0.7397 0.04757 0.03744 -0.1285 0.9563 1.0000
4.750 0.8001 0.04854 0.03861 -0.1348 0.9233 1.0000
5.000 0.8528 0.04907 0.03942 -0.1392 0.8951 1.0000
5.250 0.8918 0.04968 0.04028 -0.1415 0.8709 1.0000
5.500 0.9386 0.05000 0.04090 -0.1445 0.8490 1.0000
5.750 0.9833 0.04995 0.04124 -0.1468 0.8253 1.0000
6.000 1.0329 0.04893 0.04065 -0.1485 0.7979 1.0000
6.250 1.1257 0.04157 0.03401 -0.1493 0.7519 1.0000
6.500 1.1885 0.03508 0.02826 -0.1458 0.7046 1.0000
6.750 1.2488 0.02859 0.02080 -0.1373 0.4349 1.0000
7.000 1.2347 0.03307 0.02324 -0.1301 0.2576 1.0000
7.250 1.2696 0.03700 0.02631 -0.1304 0.1706 1.0000
7.500 1.3295 0.04052 0.02949 -0.1344 0.1311 1.0000
7.750 1.3807 0.04450 0.03343 -0.1375 0.1121 1.0000
8.000 1.4204 0.04904 0.03843 -0.1384 0.1052 1.0000
8.250 1.4454 0.05269 0.04244 -0.1376 0.0982 1.0000
8.500 1.4711 0.05818 0.04817 -0.1373 0.0950 1.0000
8.750 1.4853 0.06290 0.05348 -0.1348 0.0950 1.0000
9.000 1.4969 0.06795 0.05908 -0.1323 0.0955 1.0000
9.250 1.4909 0.07143 0.06339 -0.1271 0.0969 1.0000
9.500 1.4748 0.07613 0.06889 -0.1215 0.0998 1.0000
9.750 1.4594 0.08121 0.07449 -0.1171 0.1019 1.0000
10.000 1.4426 0.08624 0.07990 -0.1132 0.1039 1.0000
10.250 1.4249 0.09107 0.08501 -0.1095 0.1056 1.0000
10.500 1.4066 0.09599 0.09014 -0.1064 0.1068 1.0000
10.750 1.3982 0.10180 0.09608 -0.1048 0.1082 1.0000
11.000 1.2114 0.10380 0.09885 -0.0882 0.1108 1.0000
11.250 1.1392 0.11166 0.10690 -0.0903 0.1124 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 804 (EA 8) AIRFOIL (goe804-il)