GOE 123 AIRFOIL (goe123-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 123 AIRFOIL (goe123-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 45.32 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe123-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe123-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3108 0.10794 0.10137 -0.0274 1.0000 0.0684
-7.500 -0.3182 0.10811 0.10167 -0.0283 1.0000 0.0690
-7.250 -0.3233 0.10825 0.10190 -0.0300 1.0000 0.0693
-7.000 -0.3197 0.10237 0.09610 -0.0261 1.0000 0.0706
-6.750 -0.3181 0.09878 0.09255 -0.0233 1.0000 0.0725
-6.500 -0.3191 0.09656 0.09039 -0.0221 1.0000 0.0741
-6.250 -0.3197 0.09454 0.08843 -0.0215 1.0000 0.0759
-6.000 -0.3190 0.09259 0.08652 -0.0215 1.0000 0.0780
-5.750 -0.3157 0.09085 0.08482 -0.0228 1.0000 0.0804
-5.500 -0.3041 0.09028 0.08421 -0.0283 1.0000 0.0826
-5.250 -0.2916 0.08820 0.08211 -0.0319 1.0000 0.0835
-5.000 -0.2948 0.08340 0.07740 -0.0269 1.0000 0.0855
-4.750 -0.2851 0.08023 0.07424 -0.0268 0.9988 0.0896
-4.500 -0.2282 0.07842 0.07210 -0.0420 0.9918 0.0974
-4.250 -0.2102 0.07308 0.06681 -0.0430 0.9873 0.0992
-4.000 -0.1865 0.06919 0.06288 -0.0454 0.9821 0.1035
-3.750 -0.1335 0.06661 0.05999 -0.0565 0.9763 0.1122
-3.500 -0.1151 0.06250 0.05590 -0.0570 0.9707 0.1182
-3.000 -0.0384 0.05633 0.04939 -0.0681 0.9592 0.1325
-2.750 0.0051 0.05362 0.04644 -0.0744 0.9533 0.1404
-2.500 0.0457 0.05118 0.04376 -0.0795 0.9473 0.1526
-2.250 0.0793 0.04841 0.04089 -0.0828 0.9415 0.1674
-2.000 0.1158 0.04596 0.03829 -0.0865 0.9354 0.1825
-1.750 0.1538 0.04367 0.03583 -0.0903 0.9298 0.1986
-1.500 0.2161 0.04116 0.03249 -0.0959 0.9237 0.0946
-1.250 0.2663 0.03901 0.02980 -0.1003 0.9193 0.0824
-1.000 0.2994 0.03755 0.02808 -0.1019 0.9113 0.0824
-0.750 0.3426 0.03609 0.02623 -0.1051 0.9059 0.0830
-0.500 0.3758 0.03466 0.02464 -0.1067 0.8982 0.0819
-0.250 0.4157 0.03328 0.02303 -0.1092 0.8919 0.0806
0.000 0.4518 0.03219 0.02169 -0.1107 0.8842 0.0798
0.250 0.4899 0.03114 0.02037 -0.1124 0.8767 0.0795
0.500 0.5229 0.03030 0.01932 -0.1131 0.8672 0.0797
0.750 0.5636 0.02931 0.01801 -0.1147 0.8596 0.0812
1.250 0.6245 0.02817 0.01663 -0.1145 0.8358 0.0915
1.500 0.6576 0.02744 0.01574 -0.1145 0.8253 0.0956
1.750 0.6900 0.02674 0.01502 -0.1145 0.8148 0.1009
2.250 0.7451 0.02594 0.01418 -0.1132 0.7891 0.1254
2.500 0.7746 0.02535 0.01372 -0.1130 0.7766 0.1781
2.750 0.7994 0.02358 0.01338 -0.1118 0.7643 1.0000
3.000 0.8275 0.02353 0.01313 -0.1110 0.7508 1.0000
3.250 0.8546 0.02351 0.01298 -0.1101 0.7363 1.0000
3.500 0.8807 0.02352 0.01296 -0.1091 0.7206 1.0000
3.750 0.9062 0.02356 0.01296 -0.1081 0.7037 1.0000
4.000 0.9316 0.02360 0.01298 -0.1070 0.6859 1.0000
4.250 0.9575 0.02361 0.01299 -0.1059 0.6675 1.0000
4.500 0.9840 0.02359 0.01298 -0.1049 0.6486 1.0000
4.750 1.0084 0.02372 0.01313 -0.1037 0.6269 1.0000
5.000 1.0338 0.02381 0.01321 -0.1026 0.6050 1.0000
5.250 1.0589 0.02397 0.01338 -0.1014 0.5823 1.0000
5.500 1.0837 0.02420 0.01359 -0.1003 0.5596 1.0000
5.750 1.1082 0.02454 0.01390 -0.0992 0.5375 1.0000
6.000 1.1318 0.02501 0.01438 -0.0981 0.5157 1.0000
6.250 1.1560 0.02551 0.01491 -0.0971 0.4958 1.0000
6.500 1.1790 0.02615 0.01561 -0.0962 0.4764 1.0000
6.750 1.2015 0.02684 0.01639 -0.0952 0.4575 1.0000
7.000 1.2237 0.02753 0.01718 -0.0942 0.4388 1.0000
7.250 1.2454 0.02823 0.01800 -0.0930 0.4202 1.0000
7.500 1.2661 0.02897 0.01883 -0.0917 0.4016 1.0000
7.750 1.2842 0.02978 0.01978 -0.0902 0.3810 1.0000
8.000 1.3000 0.03052 0.02054 -0.0883 0.3575 1.0000
8.250 1.3122 0.03139 0.02157 -0.0860 0.3316 1.0000
8.500 1.3225 0.03234 0.02258 -0.0836 0.3050 1.0000
8.750 1.3291 0.03341 0.02371 -0.0808 0.2746 1.0000
9.000 1.3331 0.03466 0.02500 -0.0780 0.2400 1.0000
9.250 1.3339 0.03618 0.02648 -0.0749 0.1991 1.0000
9.500 1.3308 0.03828 0.02835 -0.0718 0.1523 1.0000
9.750 1.3251 0.04111 0.03084 -0.0690 0.1091 1.0000
10.000 1.3181 0.04434 0.03380 -0.0665 0.0892 1.0000
10.250 1.3118 0.04763 0.03702 -0.0643 0.0778 1.0000
10.500 1.3067 0.05089 0.04036 -0.0625 0.0702 1.0000
10.750 1.3040 0.05402 0.04369 -0.0608 0.0647 1.0000
11.000 1.3015 0.05719 0.04701 -0.0595 0.0597 1.0000
11.250 1.2976 0.06058 0.05047 -0.0585 0.0560 1.0000
11.500 1.2973 0.06370 0.05384 -0.0575 0.0522 1.0000
11.750 1.2959 0.06700 0.05728 -0.0567 0.0495 1.0000
12.000 1.2949 0.07029 0.06067 -0.0559 0.0477 1.0000
12.250 1.2961 0.07340 0.06387 -0.0548 0.0459 1.0000
12.500 1.2996 0.07652 0.06730 -0.0538 0.0437 1.0000
12.750 1.3002 0.08001 0.07105 -0.0532 0.0417 1.0000
13.000 1.2989 0.08373 0.07497 -0.0530 0.0400 1.0000
13.250 1.2974 0.08752 0.07893 -0.0530 0.0387 1.0000
13.500 1.2970 0.09135 0.08292 -0.0528 0.0377 1.0000
13.750 1.2962 0.09546 0.08725 -0.0527 0.0370 1.0000
14.000 1.2912 0.10032 0.09230 -0.0533 0.0365 1.0000
14.250 1.2796 0.10622 0.09848 -0.0554 0.0364 1.0000
14.500 1.2663 0.11268 0.10521 -0.0582 0.0363 1.0000
14.750 1.2518 0.11973 0.11250 -0.0618 0.0363 1.0000
15.000 1.2368 0.12733 0.12031 -0.0661 0.0364 1.0000
15.250 1.2218 0.13546 0.12863 -0.0710 0.0365 1.0000
15.500 1.2004 0.14635 0.13974 -0.0785 0.0371 1.0000
15.750 1.1616 0.16572 0.15932 -0.0919 0.0390 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 123 AIRFOIL (goe123-il)