GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 93.89 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2320 0.12558 0.12311 -0.0210 0.9077 0.0194
-10.750 -0.2257 0.12304 0.12050 -0.0214 0.8869 0.0199
-10.500 -0.2188 0.12024 0.11763 -0.0224 0.8708 0.0206
-10.250 -0.2119 0.11736 0.11468 -0.0236 0.8570 0.0208
-10.000 -0.2049 0.11454 0.11180 -0.0249 0.8445 0.0208
-9.750 -0.1977 0.11173 0.10894 -0.0263 0.8326 0.0209
-9.500 -0.1904 0.10893 0.10609 -0.0278 0.8220 0.0209
-9.250 -0.1829 0.10615 0.10327 -0.0294 0.8114 0.0209
-9.000 -0.1743 0.10330 0.10038 -0.0304 0.8021 0.0210
-8.750 -0.1647 0.10065 0.09770 -0.0310 0.7925 0.0211
-8.500 -0.1550 0.09818 0.09520 -0.0318 0.7834 0.0212
-8.250 -0.1451 0.09582 0.09281 -0.0329 0.7737 0.0214
-8.000 -0.1350 0.09346 0.09042 -0.0341 0.7651 0.0217
-7.750 -0.1247 0.09104 0.08797 -0.0355 0.7559 0.0221
-7.500 -0.1145 0.08853 0.08543 -0.0370 0.7472 0.0226
-7.250 -0.1040 0.08592 0.08280 -0.0389 0.7376 0.0231
-7.000 -0.0938 0.08327 0.08011 -0.0412 0.7288 0.0236
-6.750 -0.0791 0.08025 0.07705 -0.0452 0.7193 0.0238
-6.500 -0.0619 0.07715 0.07390 -0.0498 0.7104 0.0239
-6.000 -0.0206 0.07073 0.06736 -0.0601 0.6896 0.0240
-5.750 -0.0037 0.06784 0.06443 -0.0619 0.6776 0.0241
-5.500 0.0138 0.06540 0.06194 -0.0633 0.6649 0.0243
-5.250 0.0341 0.06300 0.05947 -0.0658 0.6509 0.0245
-5.000 0.0564 0.06053 0.05691 -0.0687 0.6346 0.0247
-4.750 0.0800 0.05806 0.05434 -0.0718 0.6162 0.0251
-4.500 0.1048 0.05559 0.05175 -0.0749 0.5970 0.0256
-4.250 0.1312 0.05307 0.04909 -0.0781 0.5779 0.0264
-4.000 0.1656 0.04999 0.04582 -0.0833 0.5604 0.0272
-3.750 0.1970 0.04727 0.04291 -0.0870 0.5447 0.0273
-3.250 0.2479 0.04266 0.03807 -0.0906 0.5181 0.0276
-3.000 0.2726 0.04092 0.03625 -0.0918 0.5066 0.0278
-2.750 0.2997 0.03915 0.03435 -0.0933 0.4954 0.0281
-2.500 0.3278 0.03737 0.03247 -0.0948 0.4855 0.0285
-2.250 0.3562 0.03566 0.03061 -0.0961 0.4752 0.0291
-1.750 0.4203 0.03076 0.02529 -0.0992 0.4576 0.0270
-1.500 0.4471 0.02961 0.02407 -0.0998 0.4496 0.0280
-1.250 0.4802 0.02711 0.02131 -0.1008 0.4423 0.0271
-1.000 0.5080 0.02581 0.01988 -0.1012 0.4358 0.0270
-0.750 0.5368 0.02441 0.01834 -0.1016 0.4294 0.0267
-0.500 0.5661 0.02291 0.01665 -0.1019 0.4224 0.0267
-0.250 0.5961 0.02113 0.01463 -0.1021 0.4164 0.0269
0.000 0.6272 0.01857 0.01171 -0.1022 0.4101 0.0273
0.250 0.6548 0.01799 0.01100 -0.1021 0.4032 0.0277
0.500 0.6823 0.01768 0.01063 -0.1021 0.3974 0.0282
0.750 0.7108 0.01681 0.00960 -0.1020 0.3915 0.0291
1.000 0.7400 0.01250 0.00452 -0.1016 0.3868 0.0312
1.250 0.7674 0.01243 0.00443 -0.1014 0.3813 0.0319
1.500 0.7949 0.01233 0.00430 -0.1012 0.3755 0.0329
1.750 0.8220 0.01223 0.00415 -0.1010 0.3694 0.0343
2.000 0.8492 0.01221 0.00410 -0.1008 0.3638 0.0356
2.250 0.8766 0.01218 0.00408 -0.1006 0.3576 0.0372
2.500 0.9035 0.01220 0.00405 -0.1004 0.3510 0.0392
2.750 0.9306 0.01226 0.00413 -0.1002 0.3453 0.0420
3.000 0.9579 0.01241 0.00430 -0.1000 0.3395 0.0457
3.500 1.0116 0.01280 0.00466 -0.0995 0.3269 0.0552
3.750 1.0383 0.01296 0.00478 -0.0993 0.3199 0.0588
4.000 1.0645 0.01310 0.00486 -0.0990 0.3139 0.0627
4.250 1.0913 0.01328 0.00506 -0.0988 0.3086 0.0649
4.500 1.1176 0.01344 0.00519 -0.0985 0.3028 0.0689
4.750 1.1435 0.01365 0.00539 -0.0982 0.2971 0.0717
5.000 1.1698 0.01374 0.00546 -0.0980 0.2915 0.0738
5.250 1.1956 0.01385 0.00555 -0.0977 0.2858 0.0752
5.500 1.2211 0.01399 0.00570 -0.0974 0.2807 0.0764
5.750 1.2472 0.01410 0.00582 -0.0971 0.2762 0.0774
6.000 1.2728 0.01424 0.00597 -0.0968 0.2714 0.0785
6.250 1.2977 0.01445 0.00616 -0.0965 0.2666 0.0800
6.500 1.3230 0.01463 0.00634 -0.0961 0.2620 0.0812
6.750 1.3482 0.01481 0.00653 -0.0958 0.2569 0.0820
7.000 1.3729 0.01501 0.00675 -0.0954 0.2525 0.0831
7.250 1.3969 0.01527 0.00701 -0.0949 0.2485 0.0843
7.500 1.4218 0.01546 0.00724 -0.0946 0.2449 0.0861
7.750 1.4461 0.01569 0.00749 -0.0941 0.2405 0.0879
8.000 1.4697 0.01596 0.00777 -0.0936 0.2368 0.0892
8.250 1.4926 0.01627 0.00808 -0.0930 0.2332 0.0906
8.500 1.5160 0.01654 0.00838 -0.0925 0.2304 0.0926
8.750 1.5394 0.01679 0.00868 -0.0919 0.2274 0.0954
9.000 1.5619 0.01709 0.00901 -0.0913 0.2241 0.0988
9.250 1.5836 0.01743 0.00937 -0.0905 0.2207 0.1031
9.500 1.6041 0.01782 0.00978 -0.0896 0.2172 0.1089
10.000 1.6450 0.01752 0.01070 -0.0878 0.2110 1.0000
10.250 1.6633 0.01794 0.01114 -0.0865 0.2065 1.0000
10.500 1.6791 0.01850 0.01168 -0.0850 0.2015 1.0000
10.750 1.6971 0.01895 0.01216 -0.0838 0.1967 1.0000
11.000 1.7132 0.01952 0.01274 -0.0824 0.1903 1.0000
11.250 1.7274 0.02022 0.01344 -0.0809 0.1845 1.0000
11.500 1.7427 0.02087 0.01411 -0.0796 0.1773 1.0000
11.750 1.7546 0.02176 0.01498 -0.0781 0.1689 1.0000
12.000 1.7645 0.02283 0.01601 -0.0764 0.1583 1.0000
12.250 1.7734 0.02401 0.01718 -0.0749 0.1479 1.0000
12.500 1.7816 0.02530 0.01846 -0.0734 0.1403 1.0000
13.000 1.7957 0.02822 0.02140 -0.0706 0.1288 1.0000
13.250 1.8005 0.02996 0.02317 -0.0693 0.1235 1.0000
13.500 1.8044 0.03183 0.02506 -0.0681 0.1189 1.0000
13.750 1.8092 0.03367 0.02696 -0.0671 0.1151 1.0000
14.000 1.8124 0.03572 0.02907 -0.0661 0.1120 1.0000
14.250 1.8134 0.03804 0.03144 -0.0652 0.1093 1.0000
14.500 1.8156 0.04031 0.03379 -0.0644 0.1071 1.0000
14.750 1.8186 0.04254 0.03611 -0.0638 0.1049 1.0000
15.000 1.8187 0.04511 0.03876 -0.0633 0.1024 1.0000
15.250 1.8160 0.04810 0.04183 -0.0629 0.0998 1.0000
15.500 1.8101 0.05158 0.04537 -0.0626 0.0973 1.0000
15.750 1.8060 0.05495 0.04883 -0.0626 0.0953 1.0000
16.000 1.8042 0.05812 0.05211 -0.0626 0.0928 1.0000
16.250 1.7988 0.06184 0.05592 -0.0628 0.0899 1.0000
16.500 1.7888 0.06622 0.06038 -0.0632 0.0868 1.0000
16.750 1.7787 0.07067 0.06492 -0.0638 0.0842 1.0000
17.000 1.7685 0.07519 0.06953 -0.0644 0.0799 1.0000
17.250 1.7515 0.08073 0.07512 -0.0653 0.0752 1.0000
17.500 1.7339 0.08640 0.08086 -0.0664 0.0702 1.0000
17.750 1.7144 0.09245 0.08698 -0.0677 0.0660 1.0000
18.000 1.6954 0.09851 0.09311 -0.0692 0.0620 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)