GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 70.72 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe15-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1991 0.12519 0.12185 -0.0327 1.0000 0.0298
-10.250 -0.2009 0.12277 0.11949 -0.0304 1.0000 0.0299
-10.000 -0.2081 0.12130 0.11810 -0.0274 0.9999 0.0301
-9.750 -0.1853 0.11694 0.11373 -0.0321 0.9963 0.0306
-9.500 -0.1631 0.11299 0.10977 -0.0371 0.9917 0.0311
-9.250 -0.1410 0.10916 0.10593 -0.0420 0.9862 0.0318
-9.000 -0.1178 0.10533 0.10209 -0.0475 0.9811 0.0326
-8.750 -0.0955 0.10227 0.09901 -0.0536 0.9726 0.0333
-8.250 -0.0514 0.09483 0.09155 -0.0644 0.9574 0.0337
-8.000 -0.0283 0.09061 0.08732 -0.0680 0.9505 0.0341
-7.750 -0.0022 0.08680 0.08350 -0.0732 0.9428 0.0346
-7.500 0.0237 0.08322 0.07988 -0.0787 0.9333 0.0353
-7.250 0.0515 0.07967 0.07628 -0.0849 0.9239 0.0362
-7.000 0.0748 0.07708 0.07362 -0.0910 0.9095 0.0372
-6.750 0.0981 0.07569 0.07212 -0.0988 0.8928 0.0375
-6.500 0.1150 0.07294 0.06931 -0.1015 0.8796 0.0376
-6.250 0.1308 0.06904 0.06537 -0.1014 0.8705 0.0379
-6.000 0.1420 0.06663 0.06292 -0.1014 0.8574 0.0382
-5.750 0.1559 0.06441 0.06065 -0.1024 0.8460 0.0387
-5.500 0.1725 0.06221 0.05837 -0.1038 0.8362 0.0394
-5.250 0.1872 0.06026 0.05638 -0.1048 0.8249 0.0404
-5.000 0.2067 0.05830 0.05431 -0.1068 0.8156 0.0412
-4.750 0.2347 0.05736 0.05320 -0.1108 0.8050 0.0419
-4.500 0.2598 0.05575 0.05144 -0.1136 0.7953 0.0421
-4.250 0.2716 0.05246 0.04814 -0.1125 0.7866 0.0423
-4.000 0.2867 0.05005 0.04569 -0.1122 0.7769 0.0427
-3.750 0.3067 0.04796 0.04348 -0.1128 0.7681 0.0433
-3.500 0.3267 0.04616 0.04163 -0.1133 0.7580 0.0443
-3.250 0.3516 0.04442 0.03972 -0.1144 0.7494 0.0455
-3.000 0.3840 0.04375 0.03884 -0.1162 0.7384 0.0469
-2.750 0.4142 0.04260 0.03743 -0.1175 0.7288 0.0472
-2.500 0.4286 0.03982 0.03466 -0.1167 0.7180 0.0475
-2.250 0.4470 0.03786 0.03264 -0.1163 0.7069 0.0481
-2.000 0.4700 0.03627 0.03089 -0.1163 0.6965 0.0490
-1.750 0.4922 0.03490 0.02945 -0.1160 0.6834 0.0502
-1.500 0.5315 0.03578 0.02989 -0.1164 0.6702 0.0529
-1.250 0.5494 0.03321 0.02728 -0.1158 0.6573 0.0532
-1.000 0.5677 0.03121 0.02520 -0.1151 0.6433 0.0539
-0.750 0.5884 0.02984 0.02374 -0.1143 0.6271 0.0549
-0.500 0.6112 0.02875 0.02250 -0.1136 0.6106 0.0565
-0.250 0.6454 0.02965 0.02294 -0.1127 0.5942 0.0596
0.000 0.6642 0.02741 0.02064 -0.1121 0.5796 0.0602
0.250 0.6840 0.02596 0.01912 -0.1114 0.5658 0.0615
0.500 0.7074 0.02518 0.01817 -0.1107 0.5535 0.0645
0.750 0.7370 0.02535 0.01793 -0.1098 0.5426 0.0679
1.000 0.7578 0.02386 0.01643 -0.1093 0.5326 0.0693
1.250 0.7820 0.02319 0.01556 -0.1088 0.5246 0.0721
1.500 0.8100 0.02331 0.01544 -0.1079 0.5159 0.0772
1.750 0.8327 0.02215 0.01419 -0.1076 0.5089 0.0797
2.000 0.8597 0.02232 0.01415 -0.1068 0.5017 0.0876
2.250 0.8825 0.02126 0.01307 -0.1065 0.4953 0.0919
2.500 0.9096 0.02110 0.01268 -0.1061 0.4900 0.1002
2.750 0.9347 0.02103 0.01252 -0.1054 0.4841 0.1110
3.000 0.9595 0.02068 0.01207 -0.1049 0.4785 0.1236
3.250 0.9852 0.02004 0.01133 -0.1050 0.4736 0.1392
3.500 1.0079 0.01954 0.01089 -0.1044 0.4686 0.1696
3.750 1.0319 0.01912 0.01047 -0.1040 0.4637 0.2055
4.000 1.0582 0.01916 0.01038 -0.1036 0.4591 0.2285
4.250 1.0839 0.01879 0.01004 -0.1033 0.4543 0.2417
4.500 1.1083 0.01870 0.00997 -0.1024 0.4485 0.2414
4.750 1.1353 0.01897 0.01006 -0.1016 0.4427 0.2101
5.000 1.1624 0.01950 0.01037 -0.1007 0.4370 0.1643
5.250 1.1859 0.01950 0.01040 -0.0995 0.4314 0.1325
5.500 1.2111 0.01954 0.01041 -0.0988 0.4267 0.1167
5.750 1.2385 0.01984 0.01055 -0.0986 0.4225 0.1110
6.000 1.2599 0.01996 0.01078 -0.0974 0.4180 0.1103
6.250 1.2818 0.01998 0.01090 -0.0963 0.4132 0.1087
6.500 1.3055 0.02007 0.01100 -0.0956 0.4085 0.1082
6.750 1.3319 0.02039 0.01123 -0.0955 0.4042 0.1097
7.000 1.3507 0.02049 0.01149 -0.0940 0.3997 0.1142
7.250 1.3727 0.02071 0.01173 -0.0930 0.3949 0.1171
7.500 1.3971 0.02097 0.01193 -0.0925 0.3905 0.1214
7.750 1.4222 0.02136 0.01226 -0.0922 0.3859 0.1320
8.000 1.4397 0.02157 0.01265 -0.0905 0.3806 0.1567
8.250 1.4845 0.02099 0.01310 -0.0947 0.3742 1.0000
8.500 1.5092 0.02142 0.01340 -0.0943 0.3695 1.0000
8.750 1.5231 0.02172 0.01386 -0.0920 0.3641 1.0000
9.000 1.5417 0.02200 0.01418 -0.0905 0.3587 1.0000
9.250 1.5646 0.02232 0.01442 -0.0899 0.3538 1.0000
9.500 1.5773 0.02269 0.01494 -0.0874 0.3479 1.0000
9.750 1.5924 0.02295 0.01526 -0.0854 0.3418 1.0000
10.000 1.6130 0.02326 0.01549 -0.0844 0.3362 1.0000
10.250 1.6189 0.02360 0.01602 -0.0808 0.3293 1.0000
10.500 1.6299 0.02383 0.01626 -0.0781 0.3230 1.0000
10.750 1.6360 0.02421 0.01669 -0.0746 0.3160 1.0000
11.000 1.6399 0.02456 0.01713 -0.0709 0.3086 1.0000
11.250 1.6464 0.02504 0.01761 -0.0678 0.3012 1.0000
11.500 1.6496 0.02563 0.01829 -0.0645 0.2932 1.0000
11.750 1.6557 0.02631 0.01897 -0.0618 0.2858 1.0000
12.000 1.6589 0.02715 0.01989 -0.0590 0.2776 1.0000
12.250 1.6638 0.02808 0.02083 -0.0565 0.2700 1.0000
12.500 1.6667 0.02917 0.02200 -0.0541 0.2619 1.0000
12.750 1.6704 0.03035 0.02321 -0.0519 0.2544 1.0000
13.000 1.6725 0.03170 0.02461 -0.0498 0.2465 1.0000
13.250 1.6753 0.03314 0.02607 -0.0479 0.2396 1.0000
13.500 1.6774 0.03471 0.02773 -0.0462 0.2325 1.0000
13.750 1.6791 0.03639 0.02939 -0.0446 0.2261 1.0000
14.000 1.6795 0.03828 0.03142 -0.0432 0.2192 1.0000
14.250 1.6803 0.04018 0.03329 -0.0418 0.2135 1.0000
14.500 1.6802 0.04229 0.03555 -0.0407 0.2074 1.0000
14.750 1.6789 0.04455 0.03785 -0.0397 0.2016 1.0000
15.000 1.6771 0.04693 0.04027 -0.0387 0.1960 1.0000
15.250 1.6744 0.04955 0.04303 -0.0380 0.1901 1.0000
15.500 1.6707 0.05227 0.04574 -0.0373 0.1848 1.0000
15.750 1.6671 0.05518 0.04880 -0.0369 0.1795 1.0000
16.000 1.6618 0.05837 0.05210 -0.0367 0.1741 1.0000
16.250 1.6567 0.06151 0.05522 -0.0364 0.1691 1.0000
16.500 1.6492 0.06530 0.05921 -0.0367 0.1635 1.0000
16.750 1.6411 0.06919 0.06318 -0.0371 0.1581 1.0000
17.000 1.6333 0.07311 0.06714 -0.0375 0.1532 1.0000
17.250 1.6244 0.07746 0.07168 -0.0384 0.1475 1.0000
17.500 1.6121 0.08225 0.07650 -0.0394 0.1417 1.0000
17.750 1.6021 0.08698 0.08141 -0.0406 0.1358 1.0000
18.000 1.5882 0.09230 0.08679 -0.0421 0.1292 1.0000
18.250 1.5749 0.09765 0.09227 -0.0437 0.1217 1.0000
18.500 1.5585 0.10353 0.09819 -0.0456 0.1147 1.0000
18.750 1.5421 0.10958 0.10432 -0.0477 0.1046 1.0000
19.000 1.5266 0.11549 0.11028 -0.0498 0.0956 1.0000
19.250 1.5069 0.12218 0.11697 -0.0525 0.0852 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)