GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.45 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.1901 0.11494 0.10849 -0.0269 1.0000 0.0667
-8.250 -0.2009 0.11448 0.10816 -0.0245 1.0000 0.0671
-8.000 -0.2147 0.11433 0.10813 -0.0217 1.0000 0.0674
-7.750 -0.2068 0.11262 0.10646 -0.0254 0.9912 0.0680
-7.500 -0.1880 0.10958 0.10344 -0.0311 0.9793 0.0684
-7.250 -0.1632 0.10475 0.09859 -0.0341 0.9714 0.0696
-7.000 -0.1409 0.10116 0.09501 -0.0386 0.9604 0.0709
-6.750 -0.1168 0.09773 0.09156 -0.0442 0.9495 0.0722
-6.500 -0.0894 0.09443 0.08822 -0.0510 0.9396 0.0735
-6.250 -0.0675 0.09195 0.08572 -0.0570 0.9258 0.0743
-6.000 -0.0432 0.08970 0.08340 -0.0638 0.9125 0.0747
-5.750 -0.0200 0.08522 0.07894 -0.0654 0.9041 0.0755
-5.500 -0.0025 0.08222 0.07594 -0.0670 0.8911 0.0767
-5.250 0.0202 0.07934 0.07302 -0.0703 0.8797 0.0786
-5.000 0.0457 0.07693 0.07053 -0.0750 0.8673 0.0808
-4.750 0.0731 0.07556 0.06900 -0.0809 0.8525 0.0819
-4.500 0.0894 0.07178 0.06526 -0.0805 0.8417 0.0830
-4.250 0.1102 0.06897 0.06241 -0.0818 0.8297 0.0846
-4.000 0.1309 0.06671 0.06010 -0.0835 0.8158 0.0865
-3.750 0.1593 0.06465 0.05787 -0.0868 0.8036 0.0888
-3.500 0.1923 0.06309 0.05608 -0.0909 0.7909 0.0900
-3.250 0.2070 0.06004 0.05307 -0.0902 0.7772 0.0912
-3.000 0.2301 0.05762 0.05057 -0.0911 0.7651 0.0935
-2.750 0.2609 0.05588 0.04861 -0.0936 0.7527 0.0975
-2.500 0.2858 0.05391 0.04652 -0.0948 0.7384 0.0997
-2.250 0.3089 0.05169 0.04422 -0.0953 0.7260 0.1042
-1.750 0.3628 0.04805 0.04026 -0.0974 0.7000 0.1131
-1.500 0.3943 0.04692 0.03885 -0.0989 0.6872 0.1191
-1.250 0.4197 0.04467 0.03650 -0.0992 0.6764 0.1252
-1.000 0.4456 0.04324 0.03491 -0.0998 0.6624 0.1332
-0.750 0.4722 0.04178 0.03327 -0.1004 0.6501 0.1456
-0.500 0.4995 0.04009 0.03141 -0.1008 0.6397 0.1649
-0.250 0.5246 0.03944 0.03053 -0.1013 0.6262 0.2058
0.000 0.5492 0.03751 0.02853 -0.1015 0.6150 0.2264
0.250 0.5765 0.03579 0.02668 -0.1015 0.6048 0.2360
0.500 0.6058 0.03501 0.02568 -0.1018 0.5926 0.2333
0.750 0.6393 0.03440 0.02470 -0.1020 0.5829 0.2145
1.000 0.6773 0.03494 0.02467 -0.1013 0.5718 0.1397
1.250 0.7078 0.03445 0.02386 -0.1008 0.5617 0.1161
1.500 0.7373 0.03384 0.02296 -0.1004 0.5521 0.1095
1.750 0.7645 0.03335 0.02227 -0.1000 0.5422 0.1035
2.000 0.7939 0.03298 0.02156 -0.0994 0.5332 0.0994
2.250 0.8194 0.03261 0.02108 -0.0990 0.5234 0.1015
2.500 0.8472 0.03226 0.02050 -0.0985 0.5150 0.1046
2.750 0.8730 0.03218 0.02021 -0.0979 0.5059 0.1055
3.000 0.9007 0.03198 0.01976 -0.0974 0.4974 0.1099
3.250 0.9269 0.03190 0.01951 -0.0968 0.4891 0.1149
3.500 0.9520 0.03186 0.01935 -0.0961 0.4807 0.1212
3.750 0.9793 0.03177 0.01903 -0.0955 0.4740 0.1287
4.000 1.0002 0.03196 0.01929 -0.0946 0.4652 0.1355
4.250 1.0263 0.03199 0.01916 -0.0940 0.4586 0.1434
4.500 1.0485 0.03235 0.01952 -0.0933 0.4511 0.1509
4.750 1.0716 0.03276 0.01988 -0.0926 0.4438 0.1566
5.000 1.0994 0.03285 0.01983 -0.0924 0.4382 0.1653
5.250 1.1175 0.03376 0.02082 -0.0914 0.4301 0.1699
5.500 1.1415 0.03421 0.02125 -0.0910 0.4238 0.1784
5.750 1.1678 0.03460 0.02159 -0.0906 0.4187 0.1889
6.000 1.1839 0.03574 0.02295 -0.0896 0.4114 0.1994
6.500 1.2304 0.03572 0.02380 -0.0879 0.4013 1.0000
6.750 1.2403 0.03736 0.02562 -0.0863 0.3939 1.0000
7.000 1.2606 0.03825 0.02648 -0.0854 0.3884 1.0000
7.250 1.2871 0.03876 0.02684 -0.0850 0.3843 1.0000
7.500 1.2943 0.04065 0.02891 -0.0833 0.3782 1.0000
7.750 1.3075 0.04205 0.03038 -0.0820 0.3725 1.0000
8.000 1.3318 0.04263 0.03087 -0.0815 0.3681 1.0000
8.250 1.3430 0.04419 0.03250 -0.0800 0.3631 1.0000
8.500 1.3400 0.04674 0.03524 -0.0778 0.3570 1.0000
8.750 1.3565 0.04783 0.03636 -0.0767 0.3525 1.0000
9.000 1.3909 0.04764 0.03602 -0.0767 0.3488 1.0000
9.250 1.3410 0.05334 0.04213 -0.0718 0.3414 1.0000
9.500 1.3478 0.05490 0.04372 -0.0703 0.3359 1.0000
9.750 1.4042 0.05261 0.04123 -0.0709 0.3318 1.0000
10.000 1.2538 0.07012 0.05934 -0.0684 0.3197 1.0000
10.250 1.3030 0.06674 0.05585 -0.0665 0.3170 1.0000
10.750 1.1935 0.08870 0.07817 -0.0710 0.2959 1.0000
11.250 1.1384 0.10504 0.09468 -0.0754 0.2766 1.0000
11.500 1.1325 0.10958 0.09929 -0.0761 0.2696 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)