GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.63 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe702-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe702-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 702 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.2380 0.14632 0.13918 -0.0282 1.0000 0.1396
-12.750 -0.2417 0.14476 0.13768 -0.0310 1.0000 0.1409
-12.500 -0.2434 0.14271 0.13570 -0.0335 1.0000 0.1414
-12.250 -0.2196 0.13753 0.13058 -0.0338 1.0000 0.1431
-12.000 -0.2082 0.13433 0.12745 -0.0349 1.0000 0.1442
-11.500 -0.2075 0.12532 0.11847 -0.0408 0.9881 0.1134
-11.250 -0.1896 0.12133 0.11444 -0.0448 0.9569 0.1116
-11.000 -0.1738 0.11714 0.11018 -0.0494 0.9423 0.1108
-10.750 -0.1593 0.11278 0.10575 -0.0541 0.9308 0.1089
-10.500 -0.1516 0.10806 0.10096 -0.0591 0.9204 0.1064
-10.250 -0.1454 0.10364 0.09647 -0.0634 0.9098 0.1054
-10.000 -0.1306 0.10049 0.09325 -0.0660 0.8998 0.1067
-9.750 -0.1227 0.09739 0.09011 -0.0681 0.8887 0.1076
-9.500 -0.1176 0.09417 0.08685 -0.0701 0.8782 0.1082
-9.250 -0.1154 0.09076 0.08340 -0.0720 0.8677 0.1083
-9.000 -0.1160 0.08745 0.08007 -0.0736 0.8559 0.1083
-8.750 -0.1168 0.08427 0.07687 -0.0749 0.8451 0.1092
-8.500 -0.1201 0.08096 0.07354 -0.0764 0.8344 0.1104
-8.250 -0.1289 0.07713 0.06971 -0.0784 0.8236 0.1116
-8.000 -0.1442 0.07266 0.06523 -0.0809 0.8143 0.1123
-7.750 -0.1664 0.06755 0.06009 -0.0840 0.8043 0.1127
-7.500 -0.1998 0.05973 0.05203 -0.0886 0.7963 0.1136
-7.250 -0.2265 0.05343 0.04529 -0.0905 0.7878 0.1155
-7.000 -0.2069 0.05309 0.04503 -0.0891 0.7789 0.1176
-6.750 -0.1975 0.05107 0.04283 -0.0883 0.7721 0.1201
-6.500 -0.1957 0.04823 0.03971 -0.0880 0.7626 0.1227
-6.250 -0.1934 0.04454 0.03542 -0.0876 0.7555 0.1266
-6.000 -0.1782 0.04312 0.03385 -0.0866 0.7476 0.1298
-5.750 -0.1604 0.04219 0.03285 -0.0855 0.7389 0.1332
-5.500 -0.1428 0.04043 0.03073 -0.0845 0.7327 0.1378
-5.250 -0.1289 0.03891 0.02887 -0.0835 0.7232 0.1425
-5.000 -0.1068 0.03825 0.02821 -0.0824 0.7154 0.1467
-4.750 -0.0859 0.03714 0.02682 -0.0814 0.7085 0.1525
-4.500 -0.0676 0.03627 0.02575 -0.0803 0.6986 0.1580
-4.250 -0.0430 0.03558 0.02501 -0.0793 0.6921 0.1637
-4.000 -0.0239 0.03486 0.02398 -0.0783 0.6822 0.1711
-3.750 -0.0001 0.03436 0.02353 -0.0773 0.6742 0.1769
-3.500 0.0234 0.03378 0.02276 -0.0764 0.6666 0.1854
-3.250 0.0447 0.03346 0.02243 -0.0754 0.6566 0.1923
-3.000 0.0719 0.03285 0.02164 -0.0746 0.6506 0.2021
-2.750 0.0913 0.03278 0.02158 -0.0735 0.6392 0.2095
-2.500 0.1181 0.03228 0.02094 -0.0728 0.6323 0.2202
-2.250 0.1396 0.03219 0.02086 -0.0718 0.6225 0.2288
-1.750 0.1923 0.03154 0.02005 -0.0705 0.6077 0.2524
-1.500 0.2142 0.03159 0.02007 -0.0698 0.5971 0.2651
-1.250 0.2441 0.03115 0.01949 -0.0694 0.5915 0.2823
-1.000 0.2635 0.03144 0.01981 -0.0685 0.5809 0.2974
-0.750 0.2911 0.03117 0.01949 -0.0679 0.5744 0.3174
-0.500 0.3144 0.03123 0.01953 -0.0672 0.5666 0.3378
-0.250 0.3370 0.03133 0.01963 -0.0664 0.5583 0.3592
0.000 0.3665 0.03096 0.01920 -0.0659 0.5535 0.3848
0.250 0.3828 0.03153 0.01986 -0.0648 0.5439 0.4059
0.500 0.4084 0.03138 0.01974 -0.0641 0.5380 0.4327
0.750 0.4385 0.03091 0.01925 -0.0637 0.5340 0.4658
1.000 0.4494 0.03173 0.02030 -0.0622 0.5240 0.4933
1.250 0.4747 0.03135 0.02013 -0.0613 0.5192 0.5404
1.500 0.5011 0.03054 0.01991 -0.0602 0.5152 0.6448
2.000 0.5967 0.03125 0.02075 -0.0682 0.5010 1.0000
2.250 0.6194 0.03163 0.02091 -0.0673 0.4963 1.0000
2.500 0.6259 0.03307 0.02230 -0.0653 0.4886 1.0000
2.750 0.6488 0.03344 0.02249 -0.0644 0.4842 1.0000
3.000 0.6781 0.03342 0.02226 -0.0640 0.4811 1.0000
3.250 0.6747 0.03552 0.02438 -0.0614 0.4732 1.0000
3.500 0.6902 0.03637 0.02514 -0.0601 0.4680 1.0000
3.750 0.7174 0.03650 0.02510 -0.0595 0.4647 1.0000
4.000 0.7500 0.03636 0.02479 -0.0593 0.4623 1.0000
4.250 0.7124 0.04073 0.02933 -0.0548 0.4520 1.0000
4.500 0.7324 0.04137 0.02987 -0.0538 0.4482 1.0000
4.750 0.7631 0.04132 0.02969 -0.0535 0.4457 1.0000
5.250 0.7120 0.04924 0.03769 -0.0477 0.4295 1.0000
5.500 0.7380 0.04949 0.03785 -0.0470 0.4273 1.0000
5.750 0.7701 0.04925 0.03751 -0.0465 0.4257 1.0000
6.750 0.6760 0.07050 0.05893 -0.0445 0.3926 1.0000
7.000 0.6975 0.07123 0.05962 -0.0438 0.3901 1.0000
7.250 0.7233 0.07154 0.05987 -0.0430 0.3883 1.0000
7.750 0.6845 0.08221 0.07063 -0.0438 0.3742 1.0000
8.000 0.7036 0.08332 0.07170 -0.0433 0.3715 1.0000
8.250 0.7276 0.08392 0.07228 -0.0426 0.3695 1.0000
8.500 0.6896 0.09143 0.07987 -0.0440 0.3610 1.0000
8.750 0.6960 0.09402 0.08247 -0.0440 0.3571 1.0000
9.000 0.7123 0.09552 0.08396 -0.0436 0.3540 1.0000
9.250 0.7345 0.09642 0.08484 -0.0431 0.3519 1.0000
9.500 0.7146 0.10199 0.09048 -0.0441 0.3457 1.0000
9.750 0.7135 0.10549 0.09400 -0.0446 0.3411 1.0000
10.000 0.7255 0.10752 0.09605 -0.0445 0.3376 1.0000
10.250 0.7442 0.10884 0.09738 -0.0442 0.3350 1.0000
10.500 0.7675 0.10973 0.09826 -0.0436 0.3331 1.0000
10.750 0.7368 0.11653 0.10515 -0.0456 0.3260 1.0000
11.000 0.7433 0.11918 0.10784 -0.0459 0.3220 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)