GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 40.33 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe508-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe508-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 508 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.1487 0.13042 0.12555 -0.0636 0.9712 0.1096
-11.000 -0.1350 0.12694 0.12205 -0.0694 0.9677 0.1136
-10.750 -0.1671 0.12698 0.12214 -0.0786 0.9579 0.1156
-10.500 -0.1158 0.11940 0.11452 -0.0780 0.9561 0.1172
-10.250 -0.0824 0.11500 0.11008 -0.0811 0.9535 0.1200
-10.000 -0.0683 0.11205 0.10712 -0.0836 0.9466 0.1242
-9.750 -0.0916 0.11082 0.10591 -0.0942 0.9389 0.1292
-9.500 -0.0482 0.10425 0.09932 -0.0955 0.9377 0.1311
-9.250 -0.0208 0.10073 0.09577 -0.0965 0.9322 0.1337
-9.000 -0.0016 0.09752 0.09255 -0.0995 0.9262 0.1377
-8.750 -0.0286 0.09584 0.09088 -0.1104 0.9171 0.1442
-8.500 -0.0043 0.09120 0.08625 -0.1097 0.9110 0.1458
-8.250 0.0366 0.08733 0.08233 -0.1105 0.9078 0.1491
-8.000 0.0592 0.08402 0.07899 -0.1147 0.9035 0.1560
-7.750 -0.0025 0.08362 0.07865 -0.1190 0.8854 0.1603
-7.500 0.0608 0.07849 0.07349 -0.1183 0.8859 0.1644
-7.250 0.0723 0.07670 0.07169 -0.1172 0.8776 0.1685
-7.000 0.0573 0.07479 0.06980 -0.1186 0.8674 0.1750
-6.750 -0.0187 0.07447 0.06942 -0.1179 0.8494 0.1785
-6.500 0.0393 0.07035 0.06537 -0.1172 0.8485 0.1818
-6.250 0.0379 0.06941 0.06446 -0.1138 0.8384 0.1848
-6.000 -0.0020 0.06756 0.06236 -0.1164 0.8283 0.1968
-5.500 0.0210 0.06394 0.05891 -0.1103 0.8132 0.2017
-5.250 0.0086 0.06333 0.05817 -0.1086 0.8042 0.2127
-5.000 -0.0542 0.04822 0.04139 -0.1072 0.7921 0.1149
-4.750 -0.0674 0.04807 0.04121 -0.1016 0.7810 0.1143
-4.500 -0.0533 0.04583 0.03870 -0.1002 0.7756 0.1138
-4.250 -0.0253 0.04295 0.03540 -0.1007 0.7729 0.1131
-4.000 -0.0553 0.04408 0.03652 -0.0925 0.7603 0.1129
-3.750 -0.0291 0.04189 0.03393 -0.0923 0.7564 0.1127
-3.500 0.0082 0.03969 0.03121 -0.0935 0.7542 0.1143
-3.250 -0.0250 0.04136 0.03288 -0.0852 0.7423 0.1142
-3.000 -0.0012 0.04021 0.03145 -0.0846 0.7383 0.1171
-2.750 0.0359 0.03905 0.03025 -0.0858 0.7359 0.1215
-2.500 0.0254 0.04001 0.03113 -0.0808 0.7273 0.1225
-2.250 0.0360 0.04008 0.03102 -0.0786 0.7215 0.1254
-2.000 0.0666 0.03931 0.03002 -0.0787 0.7185 0.1312
-1.750 0.1052 0.03847 0.02917 -0.0799 0.7165 0.1400
-1.500 0.0804 0.04054 0.03121 -0.0737 0.7068 0.1405
-1.250 0.1006 0.04044 0.03105 -0.0728 0.7025 0.1476
-1.000 0.1315 0.04017 0.03071 -0.0729 0.6997 0.1600
-0.750 0.1708 0.03930 0.02992 -0.0741 0.6978 0.1792
-0.500 0.1392 0.04190 0.03250 -0.0677 0.6881 0.1784
-0.250 0.1586 0.04207 0.03276 -0.0667 0.6842 0.1965
0.000 0.1892 0.04168 0.03259 -0.0669 0.6814 0.2246
0.250 0.2283 0.04102 0.03212 -0.0678 0.6794 0.2634
0.500 0.1939 0.04385 0.03494 -0.0617 0.6701 0.2605
0.750 0.3065 0.04156 0.03536 -0.0770 0.6674 1.0000
1.000 0.3384 0.04183 0.03526 -0.0771 0.6640 1.0000
1.250 0.3815 0.04161 0.03478 -0.0784 0.6617 1.0000
1.500 0.3399 0.04490 0.03808 -0.0718 0.6516 1.0000
1.750 0.3718 0.04502 0.03801 -0.0718 0.6468 1.0000
2.000 0.4305 0.04380 0.03655 -0.0741 0.6438 1.0000
2.250 0.4081 0.04608 0.03880 -0.0692 0.6311 1.0000
2.500 0.4691 0.04433 0.03684 -0.0712 0.6271 1.0000
2.750 0.4596 0.04612 0.03858 -0.0675 0.6149 1.0000
3.000 0.5064 0.04502 0.03734 -0.0684 0.6108 1.0000
3.250 0.5555 0.04390 0.03608 -0.0697 0.6087 1.0000
3.500 0.5286 0.04708 0.03926 -0.0650 0.5954 1.0000
3.750 0.5712 0.04628 0.03836 -0.0657 0.5926 1.0000
4.000 0.5587 0.04880 0.04087 -0.0624 0.5810 1.0000
4.250 0.5942 0.04830 0.04030 -0.0625 0.5767 1.0000
4.500 0.6415 0.04695 0.03886 -0.0632 0.5744 1.0000
4.750 0.6932 0.04517 0.03701 -0.0642 0.5731 1.0000
5.000 0.6726 0.04821 0.04005 -0.0603 0.5581 1.0000
5.250 0.6695 0.05018 0.04202 -0.0579 0.5459 1.0000
5.500 0.7082 0.04912 0.04091 -0.0578 0.5419 1.0000
5.750 0.7541 0.04745 0.03920 -0.0582 0.5400 1.0000
6.000 0.8038 0.04537 0.03708 -0.0587 0.5390 1.0000
6.250 0.8561 0.04293 0.03460 -0.0593 0.5385 1.0000
6.500 0.9160 0.04011 0.03174 -0.0608 0.5381 1.0000
6.750 0.9898 0.03679 0.02838 -0.0642 0.5377 1.0000
7.000 0.9596 0.03960 0.03123 -0.0582 0.5219 1.0000
7.250 1.0369 0.03605 0.02764 -0.0618 0.5214 1.0000
7.500 1.0132 0.03842 0.03005 -0.0563 0.5062 1.0000
7.750 1.0364 0.03811 0.02974 -0.0552 0.4975 1.0000
8.000 1.0810 0.03644 0.02804 -0.0558 0.4907 1.0000
8.250 1.1783 0.03244 0.02393 -0.0622 0.4872 1.0000
8.500 1.1660 0.03372 0.02525 -0.0572 0.4734 1.0000
8.750 1.1954 0.03316 0.02464 -0.0567 0.4625 1.0000
9.000 1.2522 0.03151 0.02285 -0.0594 0.4526 1.0000
9.250 1.2389 0.03298 0.02437 -0.0544 0.4396 1.0000
9.500 1.2576 0.03320 0.02455 -0.0531 0.4286 1.0000
9.750 1.3024 0.03229 0.02347 -0.0546 0.4187 1.0000
10.000 1.2878 0.03409 0.02536 -0.0500 0.4077 1.0000
10.250 1.3207 0.03385 0.02501 -0.0503 0.3989 1.0000
10.500 1.3241 0.03497 0.02615 -0.0478 0.3895 1.0000
10.750 1.3436 0.03548 0.02660 -0.0469 0.3813 1.0000
11.000 1.3537 0.03644 0.02757 -0.0453 0.3732 1.0000
11.250 1.3803 0.03675 0.02782 -0.0451 0.3662 1.0000
11.500 1.3764 0.03856 0.02974 -0.0424 0.3593 1.0000
11.750 1.4283 0.03778 0.02877 -0.0446 0.3528 1.0000
12.000 1.4090 0.04041 0.03160 -0.0406 0.3473 1.0000
12.250 1.4185 0.04164 0.03289 -0.0393 0.3412 1.0000
12.500 1.4642 0.04117 0.03227 -0.0408 0.3349 1.0000
12.750 1.4357 0.04442 0.03576 -0.0366 0.3299 1.0000
13.000 1.4561 0.04501 0.03633 -0.0360 0.3236 1.0000
13.250 1.4834 0.04543 0.03670 -0.0361 0.3176 1.0000
13.500 1.4529 0.04916 0.04069 -0.0324 0.3130 1.0000
13.750 1.4743 0.04973 0.04124 -0.0320 0.3072 1.0000
14.000 1.5100 0.04972 0.04116 -0.0326 0.3017 1.0000
14.250 1.4606 0.05506 0.04682 -0.0285 0.2978 1.0000
14.500 1.4417 0.05878 0.05070 -0.0266 0.2932 1.0000
14.750 1.5363 0.05426 0.04588 -0.0295 0.2863 1.0000
15.000 1.4550 0.06249 0.05452 -0.0250 0.2834 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)