GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.64 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe13k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe13k-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 13K 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.5623 0.13371 0.12725 -0.0056 1.0000 0.2590
-6.750 -0.5083 0.12761 0.12106 -0.0040 1.0000 0.2683
-6.500 -0.5376 0.12636 0.11989 -0.0023 1.0000 0.2765
-6.250 -0.5438 0.12302 0.11660 -0.0006 1.0000 0.2819
-6.000 -0.5352 0.12033 0.11392 0.0014 1.0000 0.2922
-5.750 -0.6007 0.11988 0.11359 0.0051 1.0000 0.2974
-5.500 -0.5562 0.11531 0.10898 0.0063 1.0000 0.3110
-5.250 -0.6223 0.11446 0.10822 0.0089 1.0000 0.3173
-5.000 -0.5872 0.11055 0.10432 0.0123 1.0000 0.3329
-4.750 -0.5861 0.10752 0.10132 0.0148 1.0000 0.3452
-4.500 -0.6047 0.10484 0.09869 0.0175 1.0000 0.3602
-4.250 -0.6175 0.10235 0.09623 0.0203 1.0000 0.3779
-4.000 -0.6195 0.09976 0.09366 0.0236 1.0000 0.3974
-3.750 -0.6120 0.09707 0.09101 0.0273 1.0000 0.4187
-3.500 -0.6032 0.09470 0.08866 0.0314 1.0000 0.4437
-3.250 -0.6105 0.09249 0.08651 0.0364 1.0000 0.4769
-3.000 -0.5981 0.09059 0.08466 0.0419 1.0000 0.5175
-2.750 -0.0814 0.09190 0.08497 -0.0167 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0780 0.09001 0.08311 -0.0162 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1304 0.08711 0.08042 -0.0016 1.0000 0.9740
-2.000 -0.2016 0.08504 0.07855 0.0150 1.0000 0.9305
-1.750 -0.2822 0.08299 0.07669 0.0307 1.0000 0.8789
-1.500 -0.3659 0.07992 0.07382 0.0443 1.0000 0.8239
-1.250 -0.5214 0.05875 0.04980 0.0132 1.0000 0.2367
-1.000 -0.5048 0.05632 0.04674 0.0148 1.0000 0.2194
-0.750 -0.4907 0.05433 0.04460 0.0168 1.0000 0.2163
-0.500 -0.4756 0.05255 0.04252 0.0187 1.0000 0.2105
-0.250 -0.4580 0.05144 0.04061 0.0211 1.0000 0.2016
0.000 -0.4416 0.04995 0.03896 0.0228 1.0000 0.2000
0.250 -0.4244 0.04885 0.03762 0.0244 1.0000 0.1989
0.500 -0.4066 0.04803 0.03654 0.0260 1.0000 0.1996
0.750 -0.3880 0.04739 0.03561 0.0274 1.0000 0.2010
1.000 -0.3680 0.04688 0.03483 0.0284 1.0000 0.2020
1.250 -0.3449 0.04611 0.03396 0.0286 1.0000 0.2040
2.500 0.0061 0.05271 0.04331 -0.0201 1.0000 1.0000
2.750 0.0269 0.05371 0.04352 -0.0191 1.0000 1.0000
3.000 0.0441 0.05475 0.04430 -0.0184 1.0000 1.0000
3.250 0.0604 0.05587 0.04524 -0.0178 1.0000 1.0000
3.500 0.0759 0.05709 0.04633 -0.0172 1.0000 1.0000
3.750 0.1043 0.05938 0.04850 -0.0196 0.9948 1.0000
4.000 0.1332 0.06166 0.05070 -0.0222 0.9863 1.0000
4.250 0.1617 0.06406 0.05303 -0.0249 0.9760 1.0000
4.500 0.1841 0.06579 0.05472 -0.0267 0.9640 1.0000
4.750 0.2055 0.06733 0.05624 -0.0282 0.9492 1.0000
5.000 0.2318 0.06936 0.05824 -0.0304 0.9338 1.0000
5.250 0.2576 0.07140 0.06025 -0.0324 0.9191 1.0000
5.500 0.2846 0.07350 0.06233 -0.0345 0.9038 1.0000
5.750 0.3117 0.07554 0.06436 -0.0364 0.8881 1.0000
6.000 0.3368 0.07731 0.06611 -0.0379 0.8721 1.0000
6.250 0.3548 0.07838 0.06720 -0.0381 0.8552 1.0000
6.500 0.4279 0.07670 0.06547 -0.0428 0.7914 1.0000
6.750 0.4507 0.07760 0.06639 -0.0432 0.7745 1.0000
7.000 0.4755 0.07850 0.06733 -0.0436 0.7583 1.0000
7.250 0.5041 0.07952 0.06838 -0.0446 0.7440 1.0000
7.500 0.5330 0.08042 0.06933 -0.0455 0.7300 1.0000
7.750 0.5485 0.08141 0.07038 -0.0449 0.7153 1.0000
8.000 0.5672 0.08235 0.07138 -0.0446 0.7004 1.0000
8.250 0.5874 0.08324 0.07233 -0.0443 0.6856 1.0000
8.500 0.6100 0.08401 0.07319 -0.0442 0.6702 1.0000
8.750 0.6356 0.08451 0.07378 -0.0443 0.6541 1.0000
9.000 0.6671 0.08450 0.07387 -0.0444 0.6367 1.0000
9.250 0.7066 0.08359 0.07309 -0.0448 0.6186 1.0000
9.500 0.7579 0.08111 0.07077 -0.0452 0.6001 1.0000
9.750 0.7778 0.08070 0.07047 -0.0435 0.5794 1.0000
10.000 0.8112 0.07891 0.06883 -0.0422 0.5586 1.0000
10.250 0.8633 0.07484 0.06498 -0.0412 0.5391 1.0000
10.500 0.9393 0.06692 0.05732 -0.0400 0.5213 1.0000
11.000 1.1735 0.04577 0.03566 -0.0439 0.4064 1.0000
11.250 1.1762 0.04728 0.03696 -0.0399 0.3593 1.0000
11.500 1.1834 0.04857 0.03800 -0.0367 0.3233 1.0000
11.750 1.1965 0.04979 0.03901 -0.0345 0.2951 1.0000
12.000 1.2149 0.05096 0.04001 -0.0331 0.2721 1.0000
12.250 1.2499 0.05195 0.04070 -0.0338 0.2503 1.0000
12.500 1.2791 0.05347 0.04215 -0.0340 0.2337 1.0000
12.750 1.3003 0.05529 0.04406 -0.0333 0.2209 1.0000
13.000 1.3130 0.05754 0.04650 -0.0318 0.2110 1.0000
13.250 1.3442 0.05963 0.04858 -0.0325 0.1999 1.0000
13.500 1.3425 0.06220 0.05146 -0.0293 0.1939 1.0000
13.750 1.3727 0.06465 0.05386 -0.0301 0.1849 1.0000
14.000 1.3531 0.06770 0.05732 -0.0250 0.1820 1.0000
14.250 1.3390 0.07083 0.06075 -0.0210 0.1784 1.0000
14.500 1.3781 0.07350 0.06331 -0.0227 0.1701 1.0000
14.750 1.3459 0.07711 0.06730 -0.0172 0.1691 1.0000
15.000 1.3167 0.08128 0.07179 -0.0127 0.1688 1.0000
15.250 1.2792 0.08603 0.07685 -0.0084 0.1685 1.0000
15.500 1.2412 0.09158 0.08264 -0.0052 0.1689 1.0000
15.750 1.1983 0.09811 0.08941 -0.0029 0.1695 1.0000
16.000 1.1576 0.10564 0.09711 -0.0021 0.1704 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il)