GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.33 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1827 0.11657 0.11171 -0.0303 1.0000 0.0429
-9.250 -0.1818 0.11500 0.11022 -0.0307 1.0000 0.0430
-9.000 -0.1774 0.11262 0.10791 -0.0310 0.9967 0.0432
-8.750 -0.1582 0.10863 0.10392 -0.0340 0.9861 0.0438
-8.500 -0.1395 0.10523 0.10053 -0.0376 0.9743 0.0448
-8.250 -0.1215 0.10203 0.09732 -0.0414 0.9619 0.0458
-8.000 -0.1045 0.09902 0.09430 -0.0452 0.9487 0.0466
-7.750 -0.0890 0.09627 0.09153 -0.0489 0.9348 0.0471
-7.500 -0.0757 0.09383 0.08907 -0.0523 0.9201 0.0474
-7.250 -0.0654 0.09174 0.08697 -0.0554 0.9046 0.0475
-7.000 -0.0533 0.08851 0.08375 -0.0558 0.8921 0.0478
-6.750 -0.0406 0.08567 0.08088 -0.0568 0.8805 0.0483
-6.500 -0.0281 0.08312 0.07832 -0.0583 0.8680 0.0489
-6.250 -0.0150 0.08067 0.07584 -0.0602 0.8553 0.0496
-6.000 0.0001 0.07822 0.07335 -0.0626 0.8442 0.0507
-5.750 0.0186 0.07598 0.07105 -0.0667 0.8315 0.0518
-5.500 0.0420 0.07389 0.06886 -0.0725 0.8193 0.0522
-5.250 0.0552 0.07073 0.06569 -0.0720 0.8091 0.0525
-5.000 0.0715 0.06809 0.06302 -0.0731 0.7969 0.0531
-4.750 0.0909 0.06558 0.06043 -0.0750 0.7860 0.0539
-4.500 0.1121 0.06316 0.05795 -0.0773 0.7737 0.0549
-4.250 0.1361 0.06083 0.05552 -0.0802 0.7613 0.0560
-4.000 0.1655 0.05870 0.05321 -0.0841 0.7500 0.0568
-3.750 0.1953 0.05667 0.05103 -0.0876 0.7365 0.0572
-3.500 0.2119 0.05381 0.04815 -0.0875 0.7237 0.0577
-3.250 0.2340 0.05153 0.04578 -0.0884 0.7113 0.0591
-3.000 0.2613 0.04958 0.04369 -0.0904 0.6973 0.0612
-2.750 0.2962 0.04818 0.04202 -0.0934 0.6827 0.0623
-2.500 0.3227 0.04607 0.03976 -0.0947 0.6686 0.0626
-2.250 0.3445 0.04371 0.03731 -0.0951 0.6549 0.0633
-2.000 0.3700 0.04183 0.03529 -0.0958 0.6404 0.0644
-1.750 0.3974 0.04019 0.03348 -0.0967 0.6254 0.0657
-1.500 0.4274 0.03883 0.03188 -0.0977 0.6110 0.0673
-1.250 0.4600 0.03787 0.03059 -0.0987 0.5973 0.0681
-1.000 0.4860 0.03609 0.02861 -0.0991 0.5845 0.0687
-0.750 0.5102 0.03443 0.02686 -0.0993 0.5715 0.0707
-0.500 0.5402 0.03359 0.02575 -0.0997 0.5593 0.0739
-0.250 0.5713 0.03297 0.02474 -0.0999 0.5482 0.0745
0.000 0.6001 0.03206 0.02357 -0.0999 0.5367 0.0747
0.500 0.6552 0.02991 0.02100 -0.0999 0.5164 0.0746
0.750 0.6821 0.02791 0.01885 -0.1000 0.5074 0.0605
1.000 0.7105 0.02722 0.01792 -0.0998 0.4982 0.0614
1.250 0.7387 0.02656 0.01701 -0.0996 0.4896 0.0618
1.500 0.7661 0.02583 0.01612 -0.0994 0.4807 0.0609
1.750 0.7939 0.02524 0.01528 -0.0991 0.4731 0.0605
2.000 0.8214 0.02471 0.01460 -0.0987 0.4645 0.0607
2.250 0.8487 0.02436 0.01401 -0.0983 0.4574 0.0634
2.500 0.8754 0.02405 0.01362 -0.0980 0.4495 0.0662
2.750 0.9025 0.02372 0.01310 -0.0975 0.4424 0.0675
3.000 0.9290 0.02345 0.01269 -0.0971 0.4359 0.0701
3.250 0.9552 0.02332 0.01248 -0.0966 0.4282 0.0754
3.500 0.9811 0.02312 0.01218 -0.0961 0.4216 0.0796
3.750 1.0069 0.02302 0.01203 -0.0957 0.4148 0.0867
4.000 1.0322 0.02293 0.01191 -0.0953 0.4079 0.0944
4.250 1.0572 0.02286 0.01176 -0.0946 0.4024 0.1022
4.500 1.0823 0.02293 0.01179 -0.0941 0.3961 0.1089
4.750 1.1071 0.02295 0.01183 -0.0935 0.3899 0.1137
5.000 1.1322 0.02314 0.01188 -0.0930 0.3846 0.1182
5.250 1.1567 0.02330 0.01207 -0.0926 0.3783 0.1211
5.500 1.1811 0.02354 0.01229 -0.0921 0.3721 0.1254
5.750 1.2060 0.02382 0.01246 -0.0916 0.3671 0.1276
6.000 1.2301 0.02418 0.01284 -0.0912 0.3616 0.1302
6.250 1.2541 0.02453 0.01320 -0.0907 0.3561 0.1348
6.500 1.2783 0.02490 0.01353 -0.0902 0.3515 0.1383
6.750 1.3024 0.02533 0.01390 -0.0897 0.3471 0.1414
7.000 1.3250 0.02579 0.01446 -0.0891 0.3415 0.1467
7.250 1.3478 0.02620 0.01491 -0.0884 0.3362 0.1568
7.500 1.3675 0.02564 0.01533 -0.0872 0.3319 0.7948
7.750 1.3890 0.02608 0.01596 -0.0865 0.3260 1.0000
8.000 1.4097 0.02659 0.01648 -0.0856 0.3202 1.0000
8.250 1.4314 0.02703 0.01681 -0.0848 0.3152 1.0000
8.500 1.4494 0.02766 0.01754 -0.0836 0.3088 1.0000
8.750 1.4682 0.02821 0.01810 -0.0825 0.3031 1.0000
9.000 1.4886 0.02873 0.01856 -0.0816 0.2988 1.0000
9.250 1.5062 0.02946 0.01939 -0.0805 0.2942 1.0000
9.500 1.5234 0.03018 0.02020 -0.0793 0.2897 1.0000
9.750 1.5410 0.03085 0.02090 -0.0781 0.2856 1.0000
10.000 1.5600 0.03145 0.02148 -0.0771 0.2821 1.0000
10.250 1.5733 0.03234 0.02251 -0.0756 0.2777 1.0000
10.500 1.5847 0.03321 0.02350 -0.0737 0.2732 1.0000
10.750 1.5970 0.03400 0.02434 -0.0720 0.2690 1.0000
11.000 1.6124 0.03469 0.02500 -0.0707 0.2653 1.0000
11.250 1.6182 0.03591 0.02641 -0.0686 0.2609 1.0000
11.500 1.6247 0.03713 0.02777 -0.0667 0.2564 1.0000
11.750 1.6336 0.03823 0.02894 -0.0651 0.2524 1.0000
12.000 1.6465 0.03913 0.02984 -0.0638 0.2489 1.0000
12.250 1.6483 0.04085 0.03175 -0.0620 0.2448 1.0000
12.500 1.6493 0.04268 0.03376 -0.0604 0.2405 1.0000
12.750 1.6538 0.04429 0.03546 -0.0591 0.2364 1.0000
13.000 1.6638 0.04547 0.03665 -0.0580 0.2329 1.0000
13.250 1.6602 0.04794 0.03932 -0.0567 0.2287 1.0000
13.500 1.6537 0.05077 0.04235 -0.0556 0.2242 1.0000
13.750 1.6533 0.05307 0.04475 -0.0547 0.2200 1.0000
14.000 1.6631 0.05435 0.04599 -0.0539 0.2163 1.0000
14.250 1.6443 0.05886 0.05077 -0.0535 0.2118 1.0000
14.500 1.6303 0.06306 0.05515 -0.0534 0.2074 1.0000
14.750 1.6278 0.06593 0.05810 -0.0532 0.2035 1.0000
15.000 1.6375 0.06733 0.05949 -0.0525 0.2002 1.0000
15.250 1.5958 0.07579 0.06827 -0.0543 0.1956 1.0000
15.500 1.5702 0.08248 0.07515 -0.0559 0.1912 1.0000
15.750 1.5743 0.08481 0.07751 -0.0559 0.1877 1.0000
16.000 1.5493 0.09178 0.08463 -0.0579 0.1836 1.0000
16.250 1.4448 0.11290 0.10604 -0.0665 0.1755 1.0000
16.500 1.4741 0.11093 0.10407 -0.0649 0.1736 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)