GOE 14K AIRFOIL (goe14k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14K AIRFOIL (goe14k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.33 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe14k-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 14K 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.5199 0.12101 0.11428 -0.0152 1.0000 0.2928
-8.750 -0.5031 0.11665 0.10991 -0.0135 1.0000 0.3019
-8.500 -0.5271 0.11483 0.10821 -0.0118 1.0000 0.3111
-8.250 -0.5243 0.11188 0.10527 -0.0098 1.0000 0.3230
-8.000 -0.5191 0.10838 0.10179 -0.0078 1.0000 0.3345
-7.750 -0.5329 0.10587 0.09937 -0.0056 1.0000 0.3449
-7.500 -0.5365 0.10314 0.09668 -0.0030 1.0000 0.3611
-7.250 -0.5703 0.10194 0.09561 0.0005 1.0000 0.3725
-7.000 -0.5786 0.09933 0.09306 0.0037 1.0000 0.3886
-6.750 -0.5554 0.09506 0.08875 0.0058 1.0000 0.4091
-6.500 -0.5641 0.09240 0.08615 0.0091 1.0000 0.4249
-6.250 -0.5713 0.08966 0.08345 0.0125 1.0000 0.4412
-6.000 -0.5752 0.08681 0.08064 0.0160 1.0000 0.4587
-5.750 -0.7375 0.06820 0.06117 0.0027 1.0000 0.1815
-5.500 -0.7431 0.06242 0.05494 0.0060 1.0000 0.1641
-5.250 -0.7512 0.05734 0.04912 0.0107 1.0000 0.1525
-5.000 -0.7477 0.05404 0.04548 0.0144 1.0000 0.1518
-4.750 -0.7436 0.05096 0.04197 0.0184 1.0000 0.1520
-4.500 -0.7366 0.04794 0.03850 0.0223 1.0000 0.1514
-4.250 -0.7271 0.04525 0.03533 0.0258 1.0000 0.1511
-4.000 -0.7183 0.04304 0.03240 0.0300 1.0000 0.1542
-3.750 -0.7013 0.04091 0.03028 0.0318 1.0000 0.1594
-3.500 -0.6844 0.03902 0.02799 0.0343 1.0000 0.1639
-3.250 -0.6669 0.03738 0.02594 0.0365 1.0000 0.1717
-3.000 -0.6447 0.03590 0.02428 0.0378 1.0000 0.1794
-2.750 -0.6209 0.03458 0.02275 0.0386 1.0000 0.1901
-2.500 -0.2555 0.03269 0.02391 -0.0263 1.0000 1.0000
-2.250 -0.2392 0.03273 0.02347 -0.0247 1.0000 1.0000
-2.000 -0.2230 0.03282 0.02317 -0.0231 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2065 0.03294 0.02297 -0.0215 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1900 0.03310 0.02284 -0.0199 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1733 0.03329 0.02277 -0.0183 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1565 0.03350 0.02273 -0.0168 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1395 0.03374 0.02276 -0.0153 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1225 0.03401 0.02283 -0.0138 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1054 0.03430 0.02295 -0.0124 1.0000 1.0000
0.000 -0.0883 0.03461 0.02310 -0.0110 1.0000 1.0000
0.250 -0.0711 0.03495 0.02331 -0.0096 1.0000 1.0000
0.500 -0.0540 0.03532 0.02355 -0.0083 1.0000 1.0000
0.750 -0.0368 0.03571 0.02383 -0.0070 1.0000 1.0000
1.000 -0.0197 0.03612 0.02415 -0.0057 1.0000 1.0000
1.250 -0.0026 0.03657 0.02452 -0.0044 1.0000 1.0000
1.500 0.0144 0.03704 0.02493 -0.0032 1.0000 1.0000
1.750 0.0314 0.03754 0.02537 -0.0020 1.0000 1.0000
2.000 0.0483 0.03807 0.02585 -0.0008 1.0000 1.0000
2.250 0.0651 0.03863 0.02639 0.0003 1.0000 1.0000
2.500 0.0817 0.03922 0.02697 0.0015 1.0000 1.0000
2.750 0.0982 0.03985 0.02759 0.0025 1.0000 1.0000
3.000 0.1146 0.04051 0.02825 0.0036 1.0000 1.0000
3.250 0.1308 0.04121 0.02898 0.0046 1.0000 1.0000
3.500 0.1468 0.04196 0.02976 0.0056 1.0000 1.0000
3.750 0.1624 0.04275 0.03059 0.0065 1.0000 1.0000
4.000 0.1780 0.04359 0.03149 0.0075 1.0000 1.0000
4.250 0.1931 0.04450 0.03246 0.0083 1.0000 1.0000
4.500 0.2078 0.04546 0.03351 0.0091 1.0000 1.0000
4.750 0.2221 0.04650 0.03464 0.0099 1.0000 1.0000
5.000 0.2358 0.04764 0.03587 0.0106 1.0000 1.0000
5.250 0.2489 0.04889 0.03722 0.0112 1.0000 1.0000
5.500 0.2611 0.05025 0.03873 0.0118 1.0000 1.0000
5.750 0.2725 0.05174 0.04034 0.0122 1.0000 1.0000
6.000 0.4319 0.05352 0.04287 -0.0144 0.8975 1.0000
6.250 0.5027 0.05311 0.04285 -0.0213 0.8541 1.0000
6.500 0.5600 0.05188 0.04203 -0.0248 0.8137 1.0000
6.750 0.6610 0.04593 0.03673 -0.0296 0.7568 1.0000
7.000 0.7288 0.04025 0.03171 -0.0291 0.7071 1.0000
7.250 0.8077 0.03243 0.02165 -0.0216 0.3223 1.0000
7.500 0.8371 0.03458 0.02291 -0.0213 0.2424 1.0000
7.750 0.9950 0.03928 0.02723 -0.0442 0.1643 1.0000
8.000 1.0538 0.04270 0.03086 -0.0499 0.1456 1.0000
8.250 1.0833 0.04558 0.03407 -0.0501 0.1355 1.0000
8.500 1.1089 0.04856 0.03738 -0.0495 0.1297 1.0000
8.750 1.1305 0.05215 0.04120 -0.0487 0.1250 1.0000
9.000 1.1296 0.05461 0.04418 -0.0433 0.1230 1.0000
9.250 1.1286 0.05746 0.04746 -0.0383 0.1218 1.0000
9.500 1.1245 0.06065 0.05104 -0.0329 0.1217 1.0000
9.750 1.1168 0.06385 0.05460 -0.0274 0.1222 1.0000
10.000 1.1070 0.06714 0.05820 -0.0218 0.1229 1.0000
10.250 1.0943 0.07042 0.06174 -0.0162 0.1234 1.0000
10.500 1.0780 0.07366 0.06520 -0.0102 0.1240 1.0000
10.750 1.0602 0.07676 0.06847 -0.0044 0.1246 1.0000
11.000 1.0423 0.08001 0.07188 0.0008 0.1251 1.0000
11.250 1.0316 0.08415 0.07613 0.0045 0.1258 1.0000
11.500 0.9369 0.08719 0.07962 0.0146 0.1342 1.0000
11.750 0.9167 0.09234 0.08484 0.0164 0.1380 1.0000
12.000 0.9086 0.09777 0.09031 0.0174 0.1399 1.0000
12.250 0.8127 0.10959 0.10218 0.0129 0.1523 1.0000
12.500 0.6963 0.14592 0.13822 -0.0186 0.3373 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14K AIRFOIL (goe14k-il)