GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.92 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe12k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe12k-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.5402 0.11338 0.10692 -0.0083 1.0000 0.2619
-7.000 -0.5153 0.10862 0.10212 -0.0065 1.0000 0.2742
-6.750 -0.5612 0.10848 0.10214 -0.0035 1.0000 0.2786
-6.500 -0.5467 0.10462 0.09828 -0.0010 1.0000 0.2933
-6.250 -0.4409 0.09727 0.09133 -0.0010 1.0000 0.3254
-6.000 -0.4431 0.09428 0.08838 0.0013 1.0000 0.3383
-5.750 -0.5923 0.09795 0.09178 0.0049 1.0000 0.3297
-5.500 -0.5750 0.09402 0.08786 0.0093 1.0000 0.3499
-5.250 -0.5732 0.09127 0.08514 0.0124 1.0000 0.3684
-5.000 -0.5730 0.08875 0.08264 0.0159 1.0000 0.3911
-4.750 -0.5758 0.08619 0.08013 0.0199 1.0000 0.4189
-4.500 -0.5699 0.08386 0.07783 0.0251 1.0000 0.4557
-4.000 -0.0817 0.06811 0.06078 -0.0237 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1215 0.06767 0.06053 -0.0119 1.0000 0.9814
-3.500 -0.1796 0.06766 0.06073 0.0028 1.0000 0.9461
-3.250 -0.2454 0.06756 0.06086 0.0171 1.0000 0.9002
-3.000 -0.3176 0.06673 0.06025 0.0297 1.0000 0.8390
-2.750 -0.4823 0.05155 0.04305 -0.0071 1.0000 0.2430
-2.500 -0.4575 0.04792 0.03847 -0.0074 1.0000 0.2116
-2.250 -0.4400 0.04561 0.03598 -0.0061 1.0000 0.2075
-2.000 -0.4217 0.04372 0.03374 -0.0047 1.0000 0.2060
-1.750 -0.4023 0.04197 0.03155 -0.0033 1.0000 0.2024
-1.500 -0.3817 0.04045 0.02952 -0.0019 1.0000 0.1985
-1.250 -0.3609 0.03929 0.02791 -0.0004 1.0000 0.1971
-1.000 -0.3412 0.03817 0.02669 0.0007 1.0000 0.2001
-0.750 -0.3204 0.03731 0.02565 0.0019 1.0000 0.2040
-0.500 -0.2974 0.03653 0.02459 0.0027 1.0000 0.2061
-0.250 -0.2735 0.03587 0.02367 0.0034 1.0000 0.2085
0.000 -0.2491 0.03538 0.02292 0.0039 1.0000 0.2120
0.250 -0.2196 0.03488 0.02243 0.0032 1.0000 0.2203
0.500 -0.1856 0.03474 0.02216 0.0016 1.0000 0.2323
0.750 -0.1525 0.03468 0.02203 0.0002 1.0000 0.2461
1.000 -0.1194 0.03457 0.02206 -0.0012 1.0000 0.2680
1.250 -0.0827 0.03427 0.02238 -0.0034 1.0000 0.3453
1.500 0.0207 0.03490 0.02413 -0.0185 1.0000 1.0000
1.750 0.0404 0.03546 0.02448 -0.0177 1.0000 1.0000
2.000 0.0600 0.03605 0.02491 -0.0169 1.0000 1.0000
2.250 0.0792 0.03667 0.02540 -0.0161 1.0000 1.0000
2.500 0.0983 0.03733 0.02595 -0.0154 1.0000 1.0000
2.750 0.1172 0.03803 0.02657 -0.0148 1.0000 1.0000
3.000 0.1356 0.03877 0.02725 -0.0141 1.0000 1.0000
3.250 0.1536 0.03957 0.02800 -0.0135 1.0000 1.0000
3.500 0.1712 0.04042 0.02882 -0.0129 1.0000 1.0000
3.750 0.1882 0.04134 0.02974 -0.0123 1.0000 1.0000
4.000 0.2046 0.04236 0.03076 -0.0118 1.0000 1.0000
4.250 0.2200 0.04348 0.03191 -0.0113 1.0000 1.0000
4.500 0.2343 0.04473 0.03320 -0.0110 1.0000 1.0000
4.750 0.2473 0.04612 0.03464 -0.0107 1.0000 1.0000
5.000 0.2592 0.04769 0.03626 -0.0105 1.0000 1.0000
5.250 0.3020 0.05101 0.03971 -0.0167 0.9853 1.0000
5.500 0.4130 0.05314 0.04207 -0.0326 0.9030 1.0000
5.750 0.4596 0.05422 0.04330 -0.0367 0.8716 1.0000
6.000 0.4984 0.05494 0.04415 -0.0393 0.8431 1.0000
6.250 0.5387 0.05539 0.04477 -0.0416 0.8165 1.0000
6.500 0.5864 0.05538 0.04496 -0.0443 0.7907 1.0000
6.750 0.6444 0.05418 0.04403 -0.0472 0.7632 1.0000
7.000 0.6976 0.05121 0.04133 -0.0474 0.7271 1.0000
7.250 0.7630 0.04650 0.03700 -0.0474 0.6928 1.0000
7.500 0.8122 0.04254 0.03339 -0.0457 0.6606 1.0000
7.750 0.8493 0.03872 0.02993 -0.0419 0.6201 1.0000
8.000 0.9308 0.03219 0.02182 -0.0380 0.3888 1.0000
8.250 0.9389 0.03421 0.02300 -0.0343 0.3045 1.0000
8.500 0.9772 0.03572 0.02402 -0.0353 0.2549 1.0000
8.750 1.0682 0.03802 0.02586 -0.0451 0.2126 1.0000
9.000 1.1241 0.04068 0.02872 -0.0499 0.1913 1.0000
9.250 1.1742 0.04379 0.03202 -0.0541 0.1756 1.0000
9.500 1.2087 0.04681 0.03523 -0.0556 0.1642 1.0000
9.750 1.2310 0.04952 0.03822 -0.0548 0.1562 1.0000
10.000 1.2472 0.05270 0.04166 -0.0532 0.1500 1.0000
10.250 1.2468 0.05541 0.04485 -0.0485 0.1468 1.0000
10.500 1.2479 0.05818 0.04796 -0.0445 0.1435 1.0000
10.750 1.2742 0.06238 0.05210 -0.0453 0.1372 1.0000
11.000 1.2620 0.06522 0.05537 -0.0394 0.1366 1.0000
11.250 1.2470 0.06827 0.05878 -0.0335 0.1363 1.0000
11.500 1.2282 0.07121 0.06200 -0.0274 0.1362 1.0000
11.750 1.2078 0.07435 0.06541 -0.0216 0.1363 1.0000
12.000 1.1865 0.07779 0.06909 -0.0164 0.1366 1.0000
12.250 1.1621 0.08142 0.07293 -0.0117 0.1368 1.0000
12.500 1.1425 0.08568 0.07737 -0.0082 0.1372 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 12K AIRFOIL (goe12k-il)