GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 70.12 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.0386 0.09166 0.08852 -0.0520 0.9657 0.0369
-8.500 -0.0245 0.08815 0.08500 -0.0543 0.9565 0.0374
-8.250 -0.1256 0.09976 0.09650 -0.0437 0.9799 0.0364
-8.000 -0.1045 0.09573 0.09247 -0.0467 0.9720 0.0368
-7.750 -0.0844 0.09233 0.08906 -0.0504 0.9621 0.0373
-7.500 -0.0658 0.08921 0.08592 -0.0538 0.9509 0.0380
-7.250 -0.0521 0.08650 0.08321 -0.0561 0.9373 0.0386
-7.000 -0.0429 0.08423 0.08092 -0.0574 0.9220 0.0393
-6.750 -0.0321 0.08203 0.07870 -0.0597 0.9078 0.0400
-6.250 -0.0032 0.07726 0.07382 -0.0670 0.8830 0.0407
-6.000 0.0078 0.07437 0.07093 -0.0665 0.8713 0.0411
-5.750 0.0216 0.07185 0.06836 -0.0674 0.8610 0.0416
-5.500 0.0381 0.06936 0.06583 -0.0694 0.8491 0.0422
-5.250 0.0567 0.06687 0.06328 -0.0718 0.8380 0.0431
-5.000 0.0779 0.06436 0.06068 -0.0747 0.8272 0.0441
-4.500 0.1333 0.05937 0.05546 -0.0839 0.8041 0.0454
-4.250 0.1491 0.05657 0.05264 -0.0838 0.7919 0.0458
-4.000 0.1701 0.05417 0.05017 -0.0851 0.7796 0.0466
-3.750 0.1945 0.05189 0.04776 -0.0870 0.7679 0.0477
-3.500 0.2435 0.05114 0.04665 -0.0939 0.7535 0.0501
-3.250 0.2595 0.04782 0.04335 -0.0936 0.7397 0.0504
-3.000 0.2788 0.04523 0.04070 -0.0938 0.7258 0.0510
-2.750 0.3029 0.04316 0.03849 -0.0947 0.7115 0.0519
-2.500 0.3301 0.04128 0.03646 -0.0960 0.6958 0.0533
-2.250 0.3773 0.04144 0.03614 -0.0993 0.6788 0.0556
-2.000 0.3950 0.03817 0.03289 -0.0993 0.6626 0.0559
-1.750 0.4171 0.03599 0.03062 -0.0996 0.6462 0.0567
-1.500 0.4432 0.03439 0.02887 -0.1002 0.6301 0.0581
-1.250 0.4729 0.03320 0.02744 -0.1008 0.6145 0.0604
-1.000 0.5054 0.03214 0.02607 -0.1015 0.6000 0.0621
-0.500 0.5563 0.02919 0.02282 -0.1020 0.5726 0.0649
-0.250 0.5933 0.03006 0.02320 -0.1018 0.5600 0.0681
0.000 0.6171 0.02770 0.02075 -0.1022 0.5495 0.0687
0.250 0.6423 0.02619 0.01919 -0.1025 0.5382 0.0699
0.500 0.6696 0.02531 0.01813 -0.1025 0.5282 0.0722
0.750 0.7027 0.02587 0.01824 -0.1019 0.5181 0.0756
1.000 0.7269 0.02387 0.01627 -0.1023 0.5089 0.0772
1.250 0.7542 0.02323 0.01548 -0.1022 0.4999 0.0813
1.500 0.7836 0.02290 0.01489 -0.1019 0.4916 0.0844
1.750 0.8100 0.02194 0.01387 -0.1019 0.4832 0.0869
2.000 0.8393 0.02210 0.01370 -0.1014 0.4756 0.0927
2.250 0.8652 0.02097 0.01261 -0.1015 0.4671 0.0961
3.500 0.7040 0.02142 0.01473 -0.0971 0.4692 0.0785
4.000 1.0552 0.01883 0.00968 -0.0989 0.4165 0.1300
4.250 1.0818 0.01866 0.00942 -0.0983 0.4100 0.1277
4.500 1.1082 0.01873 0.00938 -0.0979 0.4038 0.1329
4.750 1.1337 0.01862 0.00934 -0.0974 0.3967 0.1369
5.000 1.1594 0.01862 0.00932 -0.0970 0.3906 0.1399
5.250 1.1849 0.01877 0.00949 -0.0966 0.3845 0.1433
5.500 1.2101 0.01888 0.00965 -0.0962 0.3780 0.1443
5.750 1.2358 0.01910 0.00977 -0.0959 0.3724 0.1467
6.000 1.2606 0.01934 0.01004 -0.0954 0.3663 0.1487
6.250 1.2853 0.01954 0.01023 -0.0949 0.3600 0.1506
6.500 1.3107 0.01983 0.01041 -0.0945 0.3546 0.1540
6.750 1.3345 0.02013 0.01075 -0.0940 0.3485 0.1597
7.000 1.3587 0.02037 0.01102 -0.0934 0.3424 0.1655
7.250 1.3840 0.02073 0.01131 -0.0931 0.3375 0.1844
7.500 1.4060 0.02005 0.01183 -0.0922 0.3326 1.0000
7.750 1.4291 0.02040 0.01221 -0.0916 0.3271 1.0000
8.000 1.4530 0.02078 0.01252 -0.0911 0.3224 1.0000
8.250 1.4774 0.02132 0.01299 -0.0907 0.3182 1.0000
8.500 1.4993 0.02174 0.01351 -0.0899 0.3136 1.0000
8.750 1.5220 0.02216 0.01396 -0.0893 0.3091 1.0000
9.000 1.5455 0.02261 0.01434 -0.0888 0.3051 1.0000
9.250 1.5681 0.02317 0.01491 -0.0882 0.3009 1.0000
9.500 1.5880 0.02363 0.01550 -0.0872 0.2962 1.0000
9.750 1.6091 0.02406 0.01594 -0.0864 0.2916 1.0000
10.000 1.6323 0.02458 0.01638 -0.0860 0.2875 1.0000
10.250 1.6508 0.02517 0.01709 -0.0849 0.2833 1.0000
10.500 1.6688 0.02570 0.01774 -0.0837 0.2787 1.0000
10.750 1.6881 0.02618 0.01825 -0.0827 0.2744 1.0000
11.000 1.7110 0.02683 0.01880 -0.0823 0.2701 1.0000
11.250 1.7229 0.02746 0.01965 -0.0803 0.2656 1.0000
11.500 1.7374 0.02805 0.02034 -0.0787 0.2609 1.0000
11.750 1.7544 0.02861 0.02087 -0.0775 0.2564 1.0000
12.000 1.7653 0.02939 0.02174 -0.0754 0.2516 1.0000
12.250 1.7704 0.03015 0.02264 -0.0727 0.2464 1.0000
12.500 1.7804 0.03083 0.02332 -0.0708 0.2412 1.0000
12.750 1.7867 0.03184 0.02441 -0.0686 0.2358 1.0000
13.000 1.7888 0.03297 0.02568 -0.0662 0.2302 1.0000
13.250 1.7971 0.03395 0.02661 -0.0646 0.2249 1.0000
13.500 1.7978 0.03547 0.02828 -0.0626 0.2194 1.0000
13.750 1.7983 0.03704 0.02998 -0.0608 0.2137 1.0000
14.000 1.8062 0.03830 0.03113 -0.0596 0.2082 1.0000
14.250 1.8008 0.04059 0.03367 -0.0580 0.2029 1.0000
14.500 1.8008 0.04259 0.03575 -0.0569 0.1978 1.0000
14.750 1.8051 0.04432 0.03743 -0.0558 0.1931 1.0000
15.000 1.7995 0.04710 0.04044 -0.0550 0.1884 1.0000
15.250 1.7973 0.04961 0.04305 -0.0543 0.1839 1.0000
15.500 1.8001 0.05162 0.04500 -0.0536 0.1799 1.0000
15.750 1.7936 0.05484 0.04843 -0.0532 0.1759 1.0000
16.000 1.7884 0.05802 0.05175 -0.0530 0.1720 1.0000
16.250 1.7862 0.06088 0.05466 -0.0529 0.1685 1.0000
16.500 1.7868 0.06342 0.05720 -0.0526 0.1651 1.0000
16.750 1.7770 0.06758 0.06158 -0.0531 0.1617 1.0000
17.000 1.7691 0.07153 0.06567 -0.0537 0.1582 1.0000
17.250 1.7654 0.07491 0.06908 -0.0541 0.1548 1.0000
17.500 1.7633 0.07804 0.07223 -0.0544 0.1516 1.0000
17.750 1.7508 0.08298 0.07737 -0.0556 0.1486 1.0000
18.000 1.7403 0.08761 0.08213 -0.0567 0.1455 1.0000
18.250 1.7355 0.09133 0.08590 -0.0576 0.1424 1.0000
18.500 1.7372 0.09393 0.08848 -0.0578 0.1392 1.0000
18.750 1.7204 0.09979 0.09456 -0.0598 0.1367 1.0000
19.000 1.7070 0.10511 0.10004 -0.0616 0.1339 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)