GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.44 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 14 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2012 0.11176 0.10730 -0.0233 1.0000 0.0522
-8.250 -0.2168 0.11173 0.10738 -0.0197 1.0000 0.0525
-8.000 -0.2316 0.11157 0.10732 -0.0164 1.0000 0.0527
-7.750 -0.2329 0.11013 0.10593 -0.0165 0.9978 0.0533
-7.500 -0.2089 0.10663 0.10242 -0.0228 0.9905 0.0545
-7.250 -0.1862 0.10446 0.10024 -0.0317 0.9802 0.0554
-7.000 -0.1572 0.10042 0.09619 -0.0398 0.9709 0.0558
-6.750 -0.1311 0.09537 0.09114 -0.0425 0.9647 0.0566
-6.500 -0.1007 0.09123 0.08698 -0.0484 0.9567 0.0577
-6.250 -0.0708 0.08754 0.08328 -0.0549 0.9478 0.0589
-6.000 -0.0335 0.08381 0.07950 -0.0636 0.9396 0.0605
-5.750 0.0051 0.08201 0.07758 -0.0756 0.9260 0.0614
-5.500 0.0370 0.07707 0.07264 -0.0797 0.9201 0.0620
-5.250 0.0546 0.07364 0.06923 -0.0803 0.9077 0.0628
-5.000 0.0840 0.07023 0.06577 -0.0841 0.8988 0.0644
-4.750 0.1087 0.06769 0.06318 -0.0874 0.8853 0.0663
-4.500 0.1472 0.06681 0.06208 -0.0952 0.8702 0.0680
-4.250 0.1690 0.06350 0.05873 -0.0964 0.8586 0.0685
-4.000 0.1852 0.06010 0.05533 -0.0957 0.8467 0.0693
-3.750 0.2037 0.05769 0.05288 -0.0960 0.8319 0.0705
-3.500 0.2272 0.05545 0.05054 -0.0971 0.8183 0.0722
-3.250 0.2599 0.05361 0.04849 -0.0998 0.8068 0.0747
-3.000 0.2927 0.05244 0.04706 -0.1025 0.7908 0.0758
-2.750 0.3082 0.04931 0.04395 -0.1016 0.7761 0.0767
-2.500 0.3302 0.04704 0.04160 -0.1017 0.7623 0.0785
-2.250 0.3615 0.04549 0.03978 -0.1030 0.7504 0.0823
-2.000 0.3913 0.04406 0.03813 -0.1042 0.7347 0.0842
-1.750 0.4122 0.04170 0.03572 -0.1040 0.7201 0.0860
-1.500 0.4393 0.04010 0.03395 -0.1044 0.7066 0.0892
-1.250 0.4752 0.03946 0.03287 -0.1054 0.6949 0.0927
-1.000 0.4963 0.03707 0.03049 -0.1054 0.6803 0.0947
-0.750 0.5237 0.03586 0.02910 -0.1056 0.6666 0.0992
-0.500 0.5539 0.03468 0.02763 -0.1059 0.6549 0.1031
-0.250 0.5802 0.03323 0.02602 -0.1059 0.6426 0.1085
0.000 0.6075 0.03208 0.02471 -0.1061 0.6296 0.1153
0.250 0.6361 0.03109 0.02346 -0.1062 0.6186 0.1254
0.500 0.6639 0.03008 0.02222 -0.1062 0.6071 0.1372
0.750 0.6897 0.02900 0.02103 -0.1062 0.5952 0.1522
1.000 0.7168 0.02787 0.01967 -0.1064 0.5857 0.1819
1.250 0.7410 0.02678 0.01854 -0.1064 0.5740 0.2178
1.500 0.7682 0.02616 0.01772 -0.1063 0.5641 0.2495
1.750 0.7945 0.02510 0.01657 -0.1061 0.5542 0.2769
2.000 0.8219 0.02458 0.01593 -0.1059 0.5443 0.2945
2.250 0.8518 0.02426 0.01536 -0.1056 0.5351 0.2958
2.500 0.8808 0.02448 0.01538 -0.1050 0.5253 0.2826
2.750 0.9121 0.02458 0.01517 -0.1044 0.5169 0.2453
3.000 0.9407 0.02495 0.01533 -0.1035 0.5080 0.2102
3.250 0.9696 0.02484 0.01504 -0.1028 0.4998 0.1833
3.500 0.9968 0.02504 0.01509 -0.1021 0.4916 0.1745
3.750 1.0229 0.02495 0.01495 -0.1014 0.4831 0.1695
4.000 1.0498 0.02495 0.01481 -0.1007 0.4761 0.1725
4.250 1.0737 0.02518 0.01506 -0.0998 0.4674 0.1772
4.500 1.1013 0.02514 0.01489 -0.0995 0.4611 0.1843
4.750 1.1246 0.02563 0.01543 -0.0988 0.4535 0.1900
5.000 1.1502 0.02598 0.01571 -0.0984 0.4465 0.1953
5.250 1.1782 0.02635 0.01591 -0.0982 0.4408 0.2041
5.500 1.1993 0.02700 0.01672 -0.0974 0.4328 0.2121
5.750 1.2259 0.02736 0.01706 -0.0971 0.4268 0.2302
6.000 1.2492 0.02690 0.01772 -0.0963 0.4214 1.0000
6.250 1.2696 0.02780 0.01871 -0.0954 0.4148 1.0000
6.500 1.2950 0.02840 0.01922 -0.0950 0.4095 1.0000
6.750 1.3214 0.02910 0.01977 -0.0947 0.4048 1.0000
7.000 1.3383 0.03013 0.02100 -0.0935 0.3978 1.0000
7.250 1.3630 0.03065 0.02144 -0.0930 0.3922 1.0000
7.500 1.3898 0.03120 0.02183 -0.0928 0.3872 1.0000
7.750 1.4043 0.03222 0.02305 -0.0913 0.3797 1.0000
8.000 1.4306 0.03241 0.02313 -0.0909 0.3736 1.0000
8.250 1.4523 0.03314 0.02385 -0.0902 0.3679 1.0000
8.500 1.4677 0.03420 0.02507 -0.0888 0.3617 1.0000
8.750 1.4925 0.03465 0.02544 -0.0884 0.3567 1.0000
9.000 1.5179 0.03530 0.02603 -0.0881 0.3522 1.0000
9.250 1.5259 0.03681 0.02783 -0.0861 0.3462 1.0000
9.500 1.5466 0.03751 0.02856 -0.0853 0.3412 1.0000
9.750 1.5778 0.03774 0.02864 -0.0856 0.3370 1.0000
10.000 1.5800 0.03967 0.03090 -0.0831 0.3315 1.0000
10.250 1.5926 0.04083 0.03219 -0.0816 0.3261 1.0000
10.500 1.6232 0.04085 0.03209 -0.0817 0.3214 1.0000
10.750 1.6297 0.04248 0.03391 -0.0796 0.3161 1.0000
11.000 1.6324 0.04406 0.03572 -0.0771 0.3101 1.0000
11.250 1.6660 0.04374 0.03527 -0.0775 0.3049 1.0000
11.500 1.6681 0.04553 0.03724 -0.0750 0.2996 1.0000
11.750 1.6580 0.04778 0.03973 -0.0715 0.2941 1.0000
12.000 1.6939 0.04736 0.03923 -0.0720 0.2887 1.0000
12.250 1.6920 0.04931 0.04132 -0.0692 0.2839 1.0000
12.500 1.6447 0.05374 0.04608 -0.0633 0.2796 1.0000
12.750 1.6640 0.05418 0.04654 -0.0624 0.2742 1.0000
13.000 1.7005 0.05385 0.04611 -0.0627 0.2688 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)