GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.42 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe15-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 15 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1866 0.12516 0.12038 -0.0335 1.0000 0.0352
-10.250 -0.1883 0.12354 0.11884 -0.0323 1.0000 0.0356
-10.000 -0.1890 0.12189 0.11727 -0.0314 0.9993 0.0359
-9.750 -0.1688 0.11807 0.11344 -0.0361 0.9925 0.0368
-9.500 -0.1497 0.11468 0.11004 -0.0410 0.9845 0.0377
-9.250 -0.1323 0.11183 0.10717 -0.0460 0.9746 0.0381
-8.750 -0.0940 0.10415 0.09948 -0.0537 0.9575 0.0386
-8.500 -0.0761 0.10063 0.09595 -0.0568 0.9469 0.0391
-8.250 -0.0556 0.09719 0.09249 -0.0610 0.9377 0.0398
-8.000 -0.0339 0.09383 0.08910 -0.0656 0.9282 0.0409
-7.750 -0.0154 0.09107 0.08631 -0.0701 0.9156 0.0419
-7.500 0.0018 0.08865 0.08384 -0.0750 0.9018 0.0422
-7.250 0.0199 0.08633 0.08146 -0.0803 0.8875 0.0424
-7.000 0.0386 0.08261 0.07770 -0.0824 0.8760 0.0426
-6.750 0.0533 0.07948 0.07454 -0.0836 0.8625 0.0430
-6.500 0.0683 0.07683 0.07184 -0.0854 0.8500 0.0436
-6.250 0.0851 0.07431 0.06926 -0.0877 0.8392 0.0445
-6.000 0.0996 0.07216 0.06707 -0.0896 0.8268 0.0457
-5.750 0.1167 0.07025 0.06508 -0.0924 0.8151 0.0466
-5.500 0.1384 0.06845 0.06315 -0.0961 0.8051 0.0470
-5.250 0.1601 0.06693 0.06151 -0.0995 0.7942 0.0471
-5.000 0.1741 0.06365 0.05821 -0.0993 0.7855 0.0474
-4.750 0.1896 0.06096 0.05548 -0.0996 0.7763 0.0479
-4.500 0.2078 0.05870 0.05314 -0.1005 0.7669 0.0486
-4.250 0.2284 0.05659 0.05093 -0.1019 0.7578 0.0498
-4.000 0.2515 0.05483 0.04904 -0.1037 0.7482 0.0516
-3.750 0.2839 0.05368 0.04764 -0.1071 0.7392 0.0525
-3.500 0.3085 0.05204 0.04585 -0.1085 0.7296 0.0528
-3.250 0.3248 0.04916 0.04293 -0.1082 0.7214 0.0532
-3.000 0.3428 0.04710 0.04083 -0.1081 0.7112 0.0540
-2.750 0.3664 0.04525 0.03882 -0.1088 0.7024 0.0551
-2.500 0.3885 0.04373 0.03721 -0.1090 0.6911 0.0565
-2.250 0.4272 0.04395 0.03701 -0.1111 0.6805 0.0592
-2.000 0.4431 0.04120 0.03428 -0.1105 0.6700 0.0598
-1.750 0.4618 0.03930 0.03235 -0.1100 0.6587 0.0609
-1.500 0.4850 0.03782 0.03073 -0.1099 0.6480 0.0624
-1.250 0.5090 0.03665 0.02942 -0.1097 0.6352 0.0645
-1.000 0.5432 0.03710 0.02945 -0.1098 0.6216 0.0669
-0.750 0.5612 0.03470 0.02705 -0.1092 0.6090 0.0677
-0.500 0.5814 0.03307 0.02533 -0.1086 0.5966 0.0696
-0.250 0.6130 0.03367 0.02553 -0.1082 0.5832 0.0760
0.000 0.6315 0.03140 0.02326 -0.1076 0.5707 0.0774
0.250 0.6534 0.03017 0.02191 -0.1070 0.5589 0.0801
0.750 0.7037 0.02880 0.02008 -0.1058 0.5367 0.0883
1.000 0.7270 0.02791 0.01904 -0.1053 0.5275 0.0927
1.250 0.7526 0.02746 0.01837 -0.1046 0.5186 0.0998
1.500 0.7773 0.02701 0.01771 -0.1041 0.5107 0.1113
1.750 0.8006 0.02634 0.01691 -0.1035 0.5026 0.1243
2.000 0.8243 0.02559 0.01600 -0.1031 0.4961 0.1391
2.250 0.8474 0.02499 0.01535 -0.1025 0.4891 0.1584
2.750 0.8973 0.02406 0.01412 -0.1015 0.4779 0.1902
3.000 0.9227 0.02381 0.01377 -0.1009 0.4718 0.1881
3.500 0.9831 0.02399 0.01333 -0.0990 0.4621 0.0815
3.750 1.0078 0.02389 0.01315 -0.0981 0.4569 0.0779
4.000 1.0325 0.02378 0.01300 -0.0976 0.4519 0.0796
4.250 1.0584 0.02374 0.01286 -0.0972 0.4473 0.0807
4.500 1.0849 0.02373 0.01275 -0.0968 0.4430 0.0795
4.750 1.1082 0.02377 0.01282 -0.0960 0.4382 0.0790
5.000 1.1342 0.02384 0.01287 -0.0957 0.4335 0.0803
5.250 1.1614 0.02395 0.01288 -0.0956 0.4291 0.0833
5.500 1.1862 0.02409 0.01299 -0.0951 0.4246 0.0842
5.750 1.2068 0.02426 0.01320 -0.0939 0.4188 0.0848
6.000 1.2292 0.02443 0.01330 -0.0929 0.4129 0.0859
6.250 1.2515 0.02460 0.01342 -0.0921 0.4073 0.0895
6.500 1.2698 0.02488 0.01378 -0.0906 0.4011 0.0927
6.750 1.2913 0.02515 0.01402 -0.0896 0.3958 0.0947
7.000 1.3158 0.02546 0.01422 -0.0892 0.3916 0.0971
7.250 1.3333 0.02586 0.01474 -0.0876 0.3865 0.1024
7.500 1.3524 0.02626 0.01519 -0.0864 0.3815 0.1086
7.750 1.3738 0.02662 0.01556 -0.0855 0.3769 0.1150
8.000 1.3955 0.02699 0.01592 -0.0846 0.3725 0.1272
8.250 1.4231 0.02664 0.01681 -0.0856 0.3661 1.0000
8.500 1.4404 0.02710 0.01725 -0.0840 0.3609 1.0000
8.750 1.4611 0.02750 0.01758 -0.0830 0.3567 1.0000
9.000 1.4722 0.02814 0.01836 -0.0806 0.3513 1.0000
9.250 1.4852 0.02870 0.01900 -0.0785 0.3459 1.0000
9.500 1.5010 0.02913 0.01943 -0.0768 0.3412 1.0000
9.750 1.5103 0.02975 0.02014 -0.0741 0.3359 1.0000
10.000 1.5166 0.03044 0.02096 -0.0711 0.3300 1.0000
10.250 1.5283 0.03095 0.02149 -0.0689 0.3248 1.0000
10.500 1.5354 0.03172 0.02236 -0.0663 0.3193 1.0000
10.750 1.5401 0.03263 0.02340 -0.0636 0.3133 1.0000
11.000 1.5504 0.03331 0.02413 -0.0615 0.3083 1.0000
11.250 1.5544 0.03440 0.02534 -0.0591 0.3025 1.0000
11.500 1.5572 0.03557 0.02664 -0.0566 0.2962 1.0000
11.750 1.5671 0.03635 0.02741 -0.0549 0.2910 1.0000
12.000 1.5638 0.03809 0.02934 -0.0524 0.2843 1.0000
12.250 1.5671 0.03944 0.03077 -0.0505 0.2784 1.0000
12.500 1.5715 0.04082 0.03222 -0.0488 0.2729 1.0000
12.750 1.5679 0.04294 0.03449 -0.0470 0.2665 1.0000
13.000 1.5728 0.04433 0.03589 -0.0456 0.2608 1.0000
13.250 1.5662 0.04693 0.03865 -0.0441 0.2543 1.0000
13.500 1.5635 0.04920 0.04099 -0.0429 0.2479 1.0000
13.750 1.5600 0.05166 0.04351 -0.0418 0.2415 1.0000
14.000 1.5505 0.05492 0.04689 -0.0410 0.2348 1.0000
14.250 1.5506 0.05711 0.04908 -0.0402 0.2286 1.0000
14.500 1.5356 0.06138 0.05354 -0.0400 0.2225 1.0000
14.750 1.5325 0.06420 0.05637 -0.0396 0.2164 1.0000
15.000 1.5207 0.06842 0.06071 -0.0397 0.2107 1.0000
15.250 1.5083 0.07289 0.06530 -0.0402 0.2051 1.0000
15.500 1.5116 0.07508 0.06744 -0.0400 0.1994 1.0000
15.750 1.4913 0.08110 0.07368 -0.0412 0.1946 1.0000
16.000 1.4810 0.08571 0.07841 -0.0421 0.1897 1.0000
16.250 1.4887 0.08738 0.08002 -0.0420 0.1845 1.0000
16.500 1.4657 0.09433 0.08721 -0.0440 0.1803 1.0000
16.750 1.4521 0.09981 0.09281 -0.0456 0.1756 1.0000
17.000 1.4643 0.10074 0.09372 -0.0453 0.1705 1.0000
17.250 1.4392 0.10842 0.10160 -0.0480 0.1663 1.0000
17.500 1.4193 0.11528 0.10863 -0.0506 0.1618 1.0000
17.750 1.4293 0.11663 0.10996 -0.0507 0.1565 1.0000
18.000 1.4099 0.12360 0.11709 -0.0536 0.1524 1.0000
18.250 1.3791 0.13295 0.12665 -0.0577 0.1479 1.0000
18.500 1.3859 0.13499 0.12872 -0.0584 0.1430 1.0000
18.750 1.3739 0.14081 0.13465 -0.0611 0.1386 1.0000
19.000 1.3214 0.15543 0.14945 -0.0686 0.1330 1.0000
19.250 1.3454 0.15383 0.14788 -0.0676 0.1288 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)