GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 98.6 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.0725 0.09294 0.09051 -0.0400 0.8620 0.0247
-8.750 -0.0674 0.09016 0.08771 -0.0413 0.8519 0.0250
-8.500 -0.0641 0.08763 0.08512 -0.0429 0.8429 0.0251
-7.500 -0.1112 0.08831 0.08570 -0.0435 0.8354 0.0252
-7.250 -0.1007 0.08536 0.08269 -0.0433 0.8263 0.0253
-7.000 -0.0891 0.08271 0.08004 -0.0444 0.8168 0.0255
-6.750 -0.0758 0.08015 0.07742 -0.0463 0.8077 0.0257
-6.500 -0.0606 0.07754 0.07479 -0.0489 0.7983 0.0259
-6.250 -0.0444 0.07492 0.07212 -0.0517 0.7891 0.0263
-6.000 -0.0262 0.07219 0.06936 -0.0550 0.7799 0.0267
-5.750 -0.0067 0.06942 0.06652 -0.0584 0.7708 0.0273
-5.500 0.0163 0.06647 0.06352 -0.0628 0.7613 0.0281
-5.000 0.0735 0.05992 0.05679 -0.0748 0.7417 0.0287
-4.500 0.1127 0.05497 0.05174 -0.0774 0.7205 0.0292
-4.250 0.1369 0.05263 0.04932 -0.0798 0.7089 0.0295
-4.000 0.1628 0.05029 0.04689 -0.0824 0.6961 0.0301
-3.750 0.1905 0.04789 0.04439 -0.0852 0.6821 0.0310
-3.500 0.2393 0.04504 0.04124 -0.0922 0.6675 0.0323
-3.250 0.2576 0.04255 0.03871 -0.0924 0.6506 0.0325
-3.000 0.2800 0.04057 0.03663 -0.0932 0.6316 0.0328
-2.750 0.3052 0.03882 0.03474 -0.0943 0.6108 0.0332
-2.500 0.3323 0.03716 0.03291 -0.0956 0.5898 0.0340
-2.250 0.3762 0.03575 0.03111 -0.0984 0.5709 0.0362
-2.000 0.3987 0.03347 0.02872 -0.0990 0.5538 0.0364
-1.750 0.4220 0.03182 0.02698 -0.0995 0.5389 0.0368
-1.500 0.4479 0.03047 0.02552 -0.1001 0.5260 0.0373
-1.250 0.4754 0.02923 0.02412 -0.1006 0.5142 0.0384
-1.000 0.5121 0.02773 0.02232 -0.1014 0.5040 0.0407
-0.750 0.5362 0.02633 0.02085 -0.1018 0.4942 0.0411
-0.500 0.5628 0.02525 0.01969 -0.1021 0.4849 0.0419
-0.250 0.5909 0.02430 0.01859 -0.1023 0.4766 0.0436
0.000 0.6231 0.02311 0.01719 -0.1024 0.4689 0.0456
0.250 0.6488 0.02219 0.01617 -0.1026 0.4609 0.0464
0.500 0.6769 0.02135 0.01525 -0.1027 0.4534 0.0478
0.750 0.7091 0.02063 0.01421 -0.1022 0.4459 0.0504
1.000 0.7351 0.01962 0.01316 -0.1025 0.4387 0.0510
1.250 0.7625 0.01892 0.01239 -0.1025 0.4315 0.0523
1.500 0.7936 0.01904 0.01216 -0.1016 0.4247 0.0555
1.750 0.8208 0.01768 0.01077 -0.1018 0.4185 0.0560
2.000 0.8473 0.01706 0.01012 -0.1019 0.4117 0.0573
2.250 0.8745 0.01669 0.00962 -0.1016 0.4053 0.0594
2.500 0.9031 0.01606 0.00889 -0.1014 0.3992 0.0593
2.750 0.9336 0.01354 0.00589 -0.1005 0.3938 0.0504
3.000 0.9599 0.01394 0.00630 -0.1003 0.3873 0.0520
3.250 0.9876 0.01347 0.00576 -0.1000 0.3812 0.0563
3.500 1.0142 0.01361 0.00587 -0.0998 0.3745 0.0596
3.750 1.0408 0.01368 0.00591 -0.0995 0.3682 0.0648
4.000 1.0676 0.01369 0.00591 -0.0993 0.3613 0.0715
4.250 1.0933 0.01377 0.00591 -0.0990 0.3540 0.0784
4.500 1.1202 0.01374 0.00591 -0.0988 0.3474 0.0860
4.750 1.1462 0.01386 0.00595 -0.0985 0.3405 0.0931
5.000 1.1718 0.01385 0.00597 -0.0982 0.3347 0.0982
5.250 1.1983 0.01390 0.00603 -0.0980 0.3290 0.1003
5.500 1.2239 0.01404 0.00612 -0.0976 0.3232 0.1013
5.750 1.2493 0.01411 0.00619 -0.0972 0.3177 0.1021
6.000 1.2754 0.01413 0.00625 -0.0970 0.3120 0.1026
6.250 1.3004 0.01427 0.00637 -0.0967 0.3061 0.1041
6.500 1.3254 0.01445 0.00656 -0.0963 0.3010 0.1058
6.750 1.3511 0.01458 0.00673 -0.0960 0.2963 0.1068
7.000 1.3759 0.01478 0.00693 -0.0956 0.2914 0.1080
7.250 1.3995 0.01509 0.00720 -0.0951 0.2862 0.1096
7.500 1.4250 0.01524 0.00741 -0.0948 0.2819 0.1117
7.750 1.4495 0.01544 0.00763 -0.0944 0.2772 0.1143
8.000 1.4726 0.01575 0.00791 -0.0938 0.2728 0.1171
8.250 1.4960 0.01605 0.00822 -0.0932 0.2689 0.1206
8.500 1.5203 0.01626 0.00850 -0.0928 0.2654 0.1264
8.750 1.5436 0.01653 0.00881 -0.0922 0.2616 0.1464
9.000 1.5638 0.01586 0.00930 -0.0913 0.2580 1.0000
9.250 1.5847 0.01632 0.00972 -0.0904 0.2541 1.0000
9.500 1.6079 0.01658 0.01005 -0.0898 0.2512 1.0000
9.750 1.6300 0.01690 0.01040 -0.0891 0.2477 1.0000
10.000 1.6505 0.01730 0.01079 -0.0882 0.2439 1.0000
10.250 1.6682 0.01783 0.01129 -0.0869 0.2395 1.0000
10.500 1.6881 0.01814 0.01169 -0.0859 0.2357 1.0000
10.750 1.7068 0.01852 0.01210 -0.0847 0.2313 1.0000
11.000 1.7227 0.01905 0.01263 -0.0833 0.2268 1.0000
11.250 1.7378 0.01965 0.01325 -0.0817 0.2223 1.0000
11.500 1.7561 0.02007 0.01375 -0.0807 0.2174 1.0000
11.750 1.7705 0.02073 0.01441 -0.0793 0.2120 1.0000
12.000 1.7840 0.02148 0.01518 -0.0779 0.2068 1.0000
12.250 1.8001 0.02209 0.01587 -0.0768 0.2012 1.0000
12.500 1.8109 0.02307 0.01683 -0.0753 0.1951 1.0000
12.750 1.8251 0.02387 0.01769 -0.0742 0.1885 1.0000
13.000 1.8345 0.02503 0.01885 -0.0728 0.1811 1.0000
13.250 1.8460 0.02610 0.01996 -0.0717 0.1740 1.0000
13.500 1.8523 0.02759 0.02145 -0.0703 0.1666 1.0000
13.750 1.8610 0.02896 0.02286 -0.0692 0.1596 1.0000
14.250 1.8695 0.03258 0.02653 -0.0668 0.1472 1.0000
14.500 1.8700 0.03482 0.02880 -0.0657 0.1419 1.0000
14.750 1.8711 0.03706 0.03109 -0.0647 0.1375 1.0000
15.000 1.8717 0.03942 0.03351 -0.0638 0.1334 1.0000
15.250 1.8675 0.04233 0.03646 -0.0630 0.1297 1.0000
15.500 1.8633 0.04533 0.03953 -0.0623 0.1263 1.0000
15.750 1.8624 0.04808 0.04237 -0.0619 0.1231 1.0000
16.000 1.8571 0.05143 0.04580 -0.0616 0.1202 1.0000
16.250 1.8485 0.05527 0.04971 -0.0615 0.1177 1.0000
16.750 1.8362 0.06270 0.05733 -0.0618 0.1131 1.0000
17.000 1.8308 0.06641 0.06114 -0.0621 0.1108 1.0000
17.250 1.8212 0.07071 0.06554 -0.0625 0.1084 1.0000
17.500 1.8084 0.07553 0.07043 -0.0632 0.1062 1.0000
17.750 1.7933 0.08068 0.07565 -0.0640 0.1040 1.0000
18.000 1.7870 0.08468 0.07977 -0.0647 0.1019 1.0000
18.250 1.7797 0.08887 0.08407 -0.0655 0.0993 1.0000
18.500 1.7668 0.09391 0.08920 -0.0666 0.0962 1.0000
18.750 1.7504 0.09946 0.09481 -0.0679 0.0936 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)