GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 48.14 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe803h-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe803h-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.2453 0.10576 0.09920 -0.0240 1.0000 0.0660
-6.750 -0.2486 0.10509 0.09865 -0.0239 1.0000 0.0667
-6.500 -0.2527 0.10469 0.09838 -0.0241 1.0000 0.0671
-6.250 -0.2559 0.10435 0.09815 -0.0249 1.0000 0.0674
-6.000 -0.2565 0.10389 0.09777 -0.0266 1.0000 0.0676
-5.500 -0.2549 0.09678 0.09083 -0.0213 0.9987 0.0691
-5.250 -0.2321 0.09254 0.08658 -0.0240 0.9921 0.0719
-5.000 -0.2015 0.08909 0.08310 -0.0308 0.9837 0.0762
-4.750 -0.1398 0.08772 0.08152 -0.0514 0.9713 0.0802
-4.500 -0.1254 0.08245 0.07633 -0.0505 0.9647 0.0814
-4.250 -0.1065 0.07851 0.07240 -0.0513 0.9567 0.0838
-4.000 -0.0731 0.07503 0.06887 -0.0571 0.9495 0.0880
-3.750 -0.0010 0.07303 0.06661 -0.0769 0.9396 0.0946
-3.500 0.0093 0.06842 0.06209 -0.0744 0.9326 0.0966
-3.250 0.0382 0.06513 0.05878 -0.0774 0.9254 0.1021
-3.000 0.0894 0.06194 0.05546 -0.0879 0.9185 0.1120
-2.750 0.1441 0.05937 0.05269 -0.0984 0.9113 0.1257
-2.500 0.1714 0.05557 0.04896 -0.0996 0.9068 0.1324
-2.250 0.2128 0.05297 0.04626 -0.1060 0.8979 0.1444
-2.000 0.2602 0.05001 0.04319 -0.1127 0.8930 0.1607
-1.750 0.2983 0.04769 0.04080 -0.1172 0.8850 0.1789
-1.250 0.3710 0.04316 0.03623 -0.1243 0.8709 0.2561
-0.750 0.5286 0.03632 0.02802 -0.1468 0.8605 0.0865
-0.500 0.5747 0.03469 0.02580 -0.1505 0.8510 0.0798
-0.250 0.6176 0.03280 0.02376 -0.1539 0.8446 0.0829
0.000 0.6524 0.03164 0.02232 -0.1553 0.8337 0.0832
0.250 0.6920 0.03025 0.02056 -0.1570 0.8222 0.0824
0.500 0.7292 0.02894 0.01898 -0.1579 0.8084 0.0844
0.750 0.7634 0.02791 0.01766 -0.1581 0.7929 0.0901
1.000 0.7971 0.02696 0.01633 -0.1580 0.7774 0.0931
1.250 0.8278 0.02615 0.01530 -0.1575 0.7632 0.0999
1.500 0.8574 0.02556 0.01446 -0.1568 0.7498 0.1067
1.750 0.8846 0.02512 0.01391 -0.1560 0.7356 0.1156
2.000 0.9120 0.02480 0.01345 -0.1551 0.7215 0.1245
2.250 0.9396 0.02450 0.01313 -0.1545 0.7071 0.1372
2.500 0.9673 0.02429 0.01289 -0.1538 0.6923 0.1528
2.750 0.9950 0.02409 0.01276 -0.1533 0.6768 0.1773
3.000 1.0175 0.02281 0.01283 -0.1519 0.6612 1.0000
3.250 1.0431 0.02303 0.01273 -0.1507 0.6440 1.0000
3.500 1.0680 0.02326 0.01276 -0.1495 0.6258 1.0000
3.750 1.0929 0.02346 0.01280 -0.1483 0.6066 1.0000
4.000 1.1170 0.02371 0.01294 -0.1470 0.5859 1.0000
4.250 1.1406 0.02402 0.01314 -0.1458 0.5636 1.0000
4.500 1.1649 0.02431 0.01329 -0.1445 0.5421 1.0000
4.750 1.1879 0.02473 0.01364 -0.1433 0.5188 1.0000
5.000 1.2112 0.02516 0.01394 -0.1421 0.4964 1.0000
5.250 1.2341 0.02569 0.01434 -0.1409 0.4747 1.0000
5.500 1.2567 0.02630 0.01486 -0.1397 0.4544 1.0000
5.750 1.2796 0.02696 0.01546 -0.1387 0.4369 1.0000
6.000 1.3025 0.02768 0.01611 -0.1377 0.4215 1.0000
6.250 1.3254 0.02843 0.01681 -0.1367 0.4075 1.0000
6.500 1.3483 0.02920 0.01754 -0.1358 0.3951 1.0000
6.750 1.3717 0.02998 0.01830 -0.1350 0.3841 1.0000
7.000 1.3939 0.03087 0.01927 -0.1341 0.3730 1.0000
7.250 1.4161 0.03175 0.02017 -0.1332 0.3625 1.0000
7.500 1.4391 0.03257 0.02096 -0.1323 0.3528 1.0000
7.750 1.4592 0.03356 0.02215 -0.1312 0.3423 1.0000
8.000 1.4808 0.03451 0.02315 -0.1302 0.3332 1.0000
8.250 1.5019 0.03549 0.02423 -0.1292 0.3243 1.0000
8.500 1.5223 0.03658 0.02549 -0.1282 0.3162 1.0000
8.750 1.5432 0.03756 0.02653 -0.1272 0.3074 1.0000
9.000 1.5589 0.03872 0.02796 -0.1256 0.2971 1.0000
9.250 1.5753 0.03971 0.02903 -0.1240 0.2864 1.0000
9.500 1.5905 0.04064 0.03002 -0.1222 0.2750 1.0000
9.750 1.5994 0.04188 0.03152 -0.1199 0.2634 1.0000
10.000 1.6095 0.04302 0.03285 -0.1176 0.2524 1.0000
10.250 1.6194 0.04400 0.03387 -0.1153 0.2413 1.0000
10.500 1.6213 0.04549 0.03566 -0.1124 0.2302 1.0000
10.750 1.6246 0.04692 0.03728 -0.1096 0.2205 1.0000
11.000 1.6258 0.04833 0.03886 -0.1065 0.2116 1.0000
11.250 1.6235 0.05027 0.04108 -0.1035 0.2029 1.0000
11.500 1.6235 0.05195 0.04288 -0.1009 0.1946 1.0000
11.750 1.6161 0.05465 0.04595 -0.0985 0.1851 1.0000
12.000 1.6105 0.05725 0.04875 -0.0966 0.1763 1.0000
12.250 1.6029 0.06023 0.05192 -0.0950 0.1672 1.0000
12.500 1.5926 0.06393 0.05585 -0.0939 0.1579 1.0000
12.750 1.5831 0.06760 0.05962 -0.0932 0.1495 1.0000
13.000 1.5724 0.07168 0.06381 -0.0928 0.1413 1.0000
13.250 1.5603 0.07627 0.06852 -0.0929 0.1339 1.0000
13.500 1.5498 0.08061 0.07286 -0.0930 0.1273 1.0000
13.750 1.5360 0.08591 0.07831 -0.0937 0.1214 1.0000
14.000 1.5239 0.09100 0.08347 -0.0945 0.1160 1.0000
14.250 1.5150 0.09557 0.08803 -0.0950 0.1113 1.0000
14.500 1.4981 0.10222 0.09494 -0.0970 0.1076 1.0000
14.750 1.4853 0.10817 0.10104 -0.0987 0.1041 1.0000
15.000 1.4847 0.11149 0.10431 -0.0990 0.1002 1.0000
15.250 1.4687 0.11863 0.11165 -0.1018 0.0977 1.0000
15.500 1.4418 0.12877 0.12208 -0.1071 0.0960 1.0000
15.750 1.4029 0.14291 0.13644 -0.1154 0.0950 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il)