GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 42.28 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe12k-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe12k-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 12K 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.5418 0.11265 0.10804 -0.0205 1.0000 0.1138
-7.750 -0.5768 0.11114 0.10661 -0.0198 1.0000 0.1143
-7.500 -0.6110 0.10839 0.10383 -0.0232 1.0000 0.1149
-7.250 -0.5878 0.10345 0.09898 -0.0172 1.0000 0.1170
-7.000 -0.5732 0.10121 0.09674 -0.0130 1.0000 0.1211
-6.750 -0.5825 0.09848 0.09402 -0.0123 1.0000 0.1247
-6.500 -0.6062 0.09485 0.09034 -0.0167 1.0000 0.1293
-6.250 -0.6155 0.08984 0.08526 -0.0178 1.0000 0.1319
-6.000 -0.6066 0.08730 0.08279 -0.0136 1.0000 0.1343
-5.750 -0.6031 0.08466 0.08013 -0.0119 1.0000 0.1381
-5.500 -0.6110 0.07969 0.07480 -0.0174 1.0000 0.1475
-5.250 -0.6027 0.07660 0.07185 -0.0140 1.0000 0.1496
-5.000 -0.5951 0.07439 0.06965 -0.0116 1.0000 0.1551
-4.750 -0.5908 0.07027 0.06529 -0.0132 1.0000 0.1654
-4.500 -0.5817 0.06791 0.06296 -0.0109 1.0000 0.1702
-4.250 -0.5734 0.06447 0.05925 -0.0116 1.0000 0.1819
-4.000 -0.5629 0.06219 0.05700 -0.0094 1.0000 0.1874
-3.750 -0.5532 0.05950 0.05418 -0.0085 1.0000 0.2011
-3.500 -0.5423 0.05713 0.05164 -0.0075 1.0000 0.2159
-3.250 -0.5309 0.05511 0.04948 -0.0061 1.0000 0.2317
-3.000 -0.5194 0.05318 0.04746 -0.0044 1.0000 0.2481
-2.750 -0.5082 0.05127 0.04551 -0.0023 1.0000 0.2654
-2.500 -0.4975 0.04944 0.04371 0.0002 1.0000 0.2842
-2.250 -0.4499 0.03944 0.03080 -0.0011 1.0000 0.1305
-2.000 -0.4333 0.03755 0.02868 0.0007 1.0000 0.1302
-1.750 -0.4162 0.03574 0.02671 0.0024 1.0000 0.1288
-1.500 -0.3981 0.03442 0.02514 0.0041 1.0000 0.1280
-1.250 -0.3793 0.03350 0.02393 0.0058 1.0000 0.1286
-1.000 -0.3601 0.03292 0.02307 0.0074 1.0000 0.1299
-0.750 -0.3405 0.03226 0.02219 0.0089 1.0000 0.1307
-0.500 -0.3202 0.03138 0.02117 0.0101 1.0000 0.1315
-0.250 -0.2995 0.03077 0.02048 0.0111 1.0000 0.1328
0.000 -0.2790 0.03042 0.02012 0.0121 1.0000 0.1357
0.250 -0.2582 0.03021 0.01988 0.0130 1.0000 0.1394
0.500 -0.2369 0.03007 0.01966 0.0140 1.0000 0.1426
0.750 -0.2155 0.03001 0.01951 0.0148 1.0000 0.1454
1.000 -0.1937 0.02987 0.01943 0.0155 1.0000 0.1488
1.250 -0.1664 0.03020 0.01988 0.0151 0.9983 0.1554
1.500 -0.1355 0.03094 0.02065 0.0140 0.9957 0.1651
1.750 -0.1082 0.03150 0.02132 0.0135 0.9937 0.1804
2.000 0.0603 0.03332 0.02557 -0.0174 0.9999 1.0000
2.250 0.0933 0.03450 0.02662 -0.0196 0.9956 1.0000
2.500 0.1251 0.03548 0.02751 -0.0215 0.9892 1.0000
2.750 0.1612 0.03662 0.02859 -0.0243 0.9798 1.0000
3.000 0.2467 0.03757 0.02946 -0.0356 0.9346 1.0000
3.250 0.3032 0.03830 0.03015 -0.0411 0.9153 1.0000
3.500 0.3443 0.03867 0.03052 -0.0437 0.9004 1.0000
3.750 0.3807 0.03886 0.03071 -0.0454 0.8856 1.0000
4.000 0.4141 0.03899 0.03088 -0.0466 0.8713 1.0000
4.250 0.4472 0.03911 0.03104 -0.0476 0.8575 1.0000
4.500 0.4828 0.03915 0.03114 -0.0489 0.8437 1.0000
4.750 0.5201 0.03907 0.03114 -0.0504 0.8303 1.0000
5.000 0.5594 0.03880 0.03096 -0.0520 0.8170 1.0000
5.250 0.6028 0.03802 0.03029 -0.0538 0.8022 1.0000
5.500 0.6622 0.03570 0.02809 -0.0566 0.7835 1.0000
5.750 0.7289 0.03237 0.02491 -0.0597 0.7655 1.0000
6.750 0.8486 0.02669 0.01981 -0.0538 0.6839 1.0000
7.000 0.8640 0.02602 0.01923 -0.0502 0.6385 1.0000
7.250 0.9462 0.02238 0.01415 -0.0539 0.4208 1.0000
7.500 0.9366 0.02423 0.01515 -0.0475 0.2870 1.0000
7.750 0.9369 0.02609 0.01617 -0.0433 0.2130 1.0000
8.000 0.9497 0.02740 0.01721 -0.0410 0.1851 1.0000
8.250 0.9675 0.02862 0.01818 -0.0395 0.1676 1.0000
8.500 0.9894 0.02961 0.01910 -0.0386 0.1544 1.0000
8.750 1.0154 0.03064 0.02011 -0.0383 0.1430 1.0000
9.000 1.0476 0.03186 0.02128 -0.0391 0.1326 1.0000
9.250 1.0874 0.03337 0.02263 -0.0413 0.1219 1.0000
9.500 1.1111 0.03451 0.02396 -0.0407 0.1139 1.0000
9.750 1.1534 0.03653 0.02601 -0.0435 0.1052 1.0000
10.000 1.1811 0.03813 0.02773 -0.0437 0.0984 1.0000
10.250 1.2171 0.04080 0.03060 -0.0455 0.0918 1.0000
10.500 1.2343 0.04247 0.03251 -0.0439 0.0870 1.0000
10.750 1.2797 0.04666 0.03677 -0.0483 0.0815 1.0000
11.000 1.2751 0.04810 0.03863 -0.0426 0.0799 1.0000
11.250 1.2731 0.05018 0.04112 -0.0378 0.0779 1.0000
11.500 1.2717 0.05229 0.04355 -0.0334 0.0757 1.0000
11.750 1.2723 0.05462 0.04613 -0.0297 0.0740 1.0000
12.000 1.2726 0.05727 0.04902 -0.0262 0.0728 1.0000
12.250 1.2903 0.06067 0.05243 -0.0260 0.0704 1.0000
12.500 1.2854 0.06542 0.05744 -0.0228 0.0696 1.0000
12.750 1.2640 0.06787 0.06017 -0.0168 0.0693 1.0000
13.000 1.2396 0.07031 0.06291 -0.0109 0.0690 1.0000
13.250 1.2179 0.07355 0.06642 -0.0063 0.0689 1.0000
13.500 1.1935 0.07692 0.07005 -0.0021 0.0689 1.0000
13.750 1.1728 0.08106 0.07439 0.0010 0.0691 1.0000
14.000 1.1468 0.08534 0.07889 0.0037 0.0691 1.0000
14.250 1.1308 0.09080 0.08448 0.0051 0.0695 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il)