GOE 123 AIRFOIL (goe123-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 123 AIRFOIL (goe123-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.75 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe123-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe123-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 123 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3294 0.11970 0.11269 -0.0254 1.0000 0.0895
-8.750 -0.3338 0.12014 0.11324 -0.0273 1.0000 0.0903
-8.500 -0.3412 0.12094 0.11420 -0.0292 1.0000 0.0906
-8.250 -0.3125 0.10966 0.10281 -0.0261 1.0000 0.0953
-8.000 -0.3094 0.10719 0.10040 -0.0260 1.0000 0.0986
-7.750 -0.3117 0.10570 0.09902 -0.0256 1.0000 0.1013
-7.500 -0.3183 0.10519 0.09865 -0.0255 1.0000 0.1033
-7.250 -0.3252 0.10557 0.09915 -0.0269 1.0000 0.1044
-7.000 -0.3301 0.10648 0.10014 -0.0298 1.0000 0.1049
-6.750 -0.3237 0.09910 0.09283 -0.0242 1.0000 0.1071
-6.500 -0.3222 0.09603 0.08981 -0.0221 1.0000 0.1099
-6.250 -0.3226 0.09396 0.08780 -0.0213 1.0000 0.1129
-6.000 -0.3224 0.09240 0.08629 -0.0219 1.0000 0.1162
-5.750 -0.3166 0.09271 0.08659 -0.0271 1.0000 0.1188
-5.500 -0.3135 0.08901 0.08296 -0.0260 1.0000 0.1203
-5.250 -0.3120 0.08519 0.07920 -0.0227 1.0000 0.1238
-5.000 -0.3047 0.08292 0.07691 -0.0236 1.0000 0.1295
-4.750 -0.2879 0.08141 0.07534 -0.0291 1.0000 0.1339
-4.500 -0.2855 0.07754 0.07155 -0.0260 1.0000 0.1379
-4.250 -0.2558 0.07706 0.07087 -0.0345 1.0000 0.1464
-4.000 -0.2553 0.07230 0.06623 -0.0306 1.0000 0.1492
-3.750 -0.2247 0.07124 0.06497 -0.0374 1.0000 0.1596
-3.500 -0.2216 0.06674 0.06059 -0.0343 1.0000 0.1633
-3.000 -0.1746 0.06197 0.05559 -0.0408 1.0000 0.1879
-2.750 -0.1563 0.05906 0.05265 -0.0420 1.0000 0.2031
-2.500 -0.1380 0.05619 0.04977 -0.0429 1.0000 0.2198
-2.250 -0.1116 0.05414 0.04761 -0.0460 1.0000 0.2468
-2.000 -0.0917 0.05141 0.04487 -0.0469 1.0000 0.2770
-1.750 -0.0753 0.04856 0.04205 -0.0466 1.0000 0.3145
-1.500 -0.0610 0.04570 0.03928 -0.0457 1.0000 0.3820
-1.250 -0.0472 0.04284 0.03652 -0.0441 1.0000 0.4432
-1.000 -0.0297 0.04024 0.03399 -0.0430 1.0000 0.5020
-0.750 -0.0077 0.03793 0.03174 -0.0429 1.0000 0.5483
-0.500 0.0251 0.03616 0.02989 -0.0457 1.0000 0.5773
-0.250 0.0650 0.03489 0.02849 -0.0505 1.0000 0.5883
0.000 0.1121 0.03430 0.02763 -0.0575 1.0000 0.5731
0.250 0.1604 0.03452 0.02744 -0.0650 1.0000 0.5244
0.500 0.2039 0.03588 0.02820 -0.0709 1.0000 0.4345
0.750 0.2378 0.03699 0.02883 -0.0738 0.9999 0.3570
1.250 0.3877 0.03828 0.02858 -0.0901 0.9683 0.2011
1.500 0.4436 0.03783 0.02787 -0.0954 0.9523 0.1836
1.750 0.4955 0.03763 0.02736 -0.0997 0.9356 0.1768
2.000 0.5439 0.03751 0.02697 -0.1033 0.9185 0.1831
2.250 0.5907 0.03735 0.02660 -0.1062 0.9014 0.1874
2.500 0.6368 0.03693 0.02617 -0.1089 0.8845 0.1993
2.750 0.6850 0.03629 0.02572 -0.1121 0.8677 0.2396
3.000 0.7277 0.03452 0.02506 -0.1134 0.8515 1.0000
3.250 0.7583 0.03501 0.02527 -0.1134 0.8300 1.0000
3.500 0.7980 0.03514 0.02527 -0.1146 0.8103 1.0000
3.750 0.8440 0.03483 0.02494 -0.1162 0.7925 1.0000
4.000 0.8719 0.03501 0.02513 -0.1153 0.7704 1.0000
4.250 0.9092 0.03455 0.02470 -0.1150 0.7512 1.0000
4.500 0.9492 0.03371 0.02395 -0.1146 0.7336 1.0000
4.750 0.9756 0.03362 0.02392 -0.1129 0.7112 1.0000
5.000 1.0104 0.03286 0.02324 -0.1117 0.6919 1.0000
5.250 1.0474 0.03188 0.02236 -0.1105 0.6738 1.0000
5.500 1.0708 0.03210 0.02267 -0.1087 0.6509 1.0000
5.750 1.1031 0.03159 0.02224 -0.1074 0.6316 1.0000
6.000 1.1323 0.03148 0.02221 -0.1060 0.6120 1.0000
6.250 1.1564 0.03195 0.02283 -0.1046 0.5912 1.0000
6.500 1.1857 0.03205 0.02301 -0.1034 0.5725 1.0000
6.750 1.2116 0.03246 0.02351 -0.1020 0.5525 1.0000
7.000 1.2346 0.03312 0.02430 -0.1004 0.5313 1.0000
7.250 1.2637 0.03315 0.02439 -0.0989 0.5098 1.0000
7.500 1.2860 0.03325 0.02454 -0.0966 0.4821 1.0000
7.750 1.3068 0.03293 0.02415 -0.0937 0.4493 1.0000
8.000 1.3228 0.03295 0.02422 -0.0907 0.4163 1.0000
8.250 1.3369 0.03281 0.02409 -0.0874 0.3800 1.0000
8.500 1.3442 0.03303 0.02431 -0.0835 0.3393 1.0000
8.750 1.3416 0.03377 0.02491 -0.0785 0.2854 1.0000
9.000 1.3265 0.03577 0.02646 -0.0725 0.2166 1.0000
9.250 1.3195 0.03867 0.02878 -0.0680 0.1659 1.0000
9.500 1.3275 0.04143 0.03125 -0.0652 0.1388 1.0000
9.750 1.3400 0.04386 0.03354 -0.0631 0.1218 1.0000
10.000 1.3642 0.04663 0.03634 -0.0621 0.1100 1.0000
10.250 1.3925 0.04997 0.03981 -0.0616 0.1019 1.0000
10.500 1.4153 0.05318 0.04304 -0.0610 0.0946 1.0000
10.750 1.4306 0.05725 0.04752 -0.0596 0.0916 1.0000
11.000 1.4358 0.06130 0.05210 -0.0573 0.0904 1.0000
11.250 1.4347 0.06551 0.05678 -0.0548 0.0898 1.0000
11.500 1.4264 0.06970 0.06140 -0.0520 0.0896 1.0000
11.750 1.4111 0.07374 0.06580 -0.0489 0.0896 1.0000
12.000 1.3919 0.07803 0.07041 -0.0465 0.0898 1.0000
12.250 1.3698 0.08274 0.07540 -0.0449 0.0903 1.0000
12.500 1.3462 0.08798 0.08088 -0.0443 0.0909 1.0000
12.750 1.3218 0.09382 0.08693 -0.0448 0.0916 1.0000
13.000 1.2982 0.10025 0.09352 -0.0463 0.0923 1.0000
13.250 1.2768 0.10718 0.10058 -0.0485 0.0930 1.0000
13.500 1.1616 0.13293 0.12650 -0.0699 0.1035 1.0000
13.750 1.1490 0.14218 0.13572 -0.0743 0.1052 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 123 AIRFOIL (goe123-il)