GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 72.36 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe15-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.2002 0.13266 0.12908 -0.0348 1.0000 0.0243
-11.500 -0.1960 0.13020 0.12666 -0.0345 1.0000 0.0245
-11.250 -0.1928 0.12804 0.12454 -0.0342 1.0000 0.0248
-11.000 -0.1855 0.12545 0.12198 -0.0351 0.9990 0.0253
-10.750 -0.1685 0.12173 0.11826 -0.0388 0.9926 0.0259
-10.500 -0.1531 0.11826 0.11479 -0.0421 0.9852 0.0266
-10.250 -0.1386 0.11492 0.11145 -0.0455 0.9756 0.0272
-10.000 -0.1233 0.11173 0.10824 -0.0496 0.9652 0.0274
-9.750 -0.1057 0.10794 0.10444 -0.0532 0.9562 0.0275
-9.500 -0.0867 0.10426 0.10075 -0.0567 0.9465 0.0279
-9.250 -0.0646 0.10066 0.09712 -0.0614 0.9378 0.0284
-9.000 -0.0397 0.09694 0.09335 -0.0669 0.9276 0.0291
-8.750 -0.0137 0.09322 0.08958 -0.0729 0.9149 0.0302
-8.500 0.0117 0.08983 0.08611 -0.0797 0.8995 0.0307
-8.250 0.0327 0.08681 0.08301 -0.0852 0.8815 0.0308
-8.000 0.0509 0.08336 0.07949 -0.0878 0.8636 0.0309
-7.750 0.0651 0.08065 0.07671 -0.0895 0.8437 0.0313
-7.500 0.0753 0.07843 0.07442 -0.0905 0.8238 0.0316
-7.250 0.0821 0.07648 0.07239 -0.0908 0.8043 0.0320
-7.000 0.0889 0.07466 0.07049 -0.0913 0.7884 0.0327
-6.750 0.0982 0.07274 0.06849 -0.0925 0.7755 0.0338
-6.500 0.1088 0.07082 0.06650 -0.0944 0.7643 0.0341
-6.250 0.1215 0.06888 0.06446 -0.0964 0.7547 0.0342
-6.000 0.1359 0.06697 0.06248 -0.0988 0.7452 0.0343
-5.750 0.1496 0.06447 0.05990 -0.0996 0.7376 0.0344
-5.500 0.1625 0.06203 0.05744 -0.0998 0.7300 0.0347
-5.250 0.1775 0.05991 0.05525 -0.1005 0.7227 0.0351
-5.000 0.1942 0.05792 0.05321 -0.1016 0.7156 0.0360
-4.750 0.2128 0.05593 0.05115 -0.1030 0.7079 0.0369
-4.500 0.2338 0.05397 0.04908 -0.1048 0.7009 0.0376
-4.250 0.2579 0.05213 0.04714 -0.1071 0.6926 0.0380
-4.000 0.2843 0.05040 0.04524 -0.1094 0.6851 0.0381
-3.750 0.3058 0.04830 0.04307 -0.1104 0.6768 0.0382
-3.500 0.3215 0.04596 0.04070 -0.1101 0.6690 0.0385
-3.250 0.3406 0.04408 0.03879 -0.1102 0.6605 0.0392
-3.000 0.3627 0.04241 0.03701 -0.1108 0.6514 0.0401
-2.750 0.3869 0.04078 0.03529 -0.1115 0.6411 0.0412
-2.500 0.4143 0.03937 0.03370 -0.1123 0.6303 0.0420
-2.250 0.4436 0.03818 0.03230 -0.1131 0.6176 0.0423
-1.750 0.4877 0.03475 0.02864 -0.1128 0.5900 0.0427
-1.500 0.5076 0.03319 0.02697 -0.1123 0.5745 0.0432
-1.250 0.5292 0.03197 0.02561 -0.1118 0.5579 0.0443
-1.000 0.5539 0.03103 0.02446 -0.1114 0.5408 0.0463
-0.750 0.5827 0.03050 0.02360 -0.1109 0.5247 0.0470
-0.500 0.6088 0.02981 0.02261 -0.1101 0.5106 0.0471
-0.250 0.6279 0.02815 0.02086 -0.1094 0.4986 0.0474
0.000 0.6487 0.02695 0.01956 -0.1088 0.4884 0.0480
0.250 0.6710 0.02609 0.01855 -0.1081 0.4796 0.0489
0.500 0.6955 0.02537 0.01768 -0.1075 0.4713 0.0508
1.000 0.7460 0.02408 0.01599 -0.1059 0.4577 0.0534
1.250 0.7692 0.02331 0.01513 -0.1054 0.4519 0.0544
1.500 0.7933 0.02277 0.01443 -0.1046 0.4469 0.0559
1.750 0.8217 0.02299 0.01435 -0.1036 0.4421 0.0590
2.000 0.8455 0.02204 0.01333 -0.1031 0.4372 0.0597
2.250 0.8679 0.02131 0.01258 -0.1026 0.4324 0.0621
2.500 0.8940 0.02135 0.01238 -0.1017 0.4284 0.0676
2.750 0.9176 0.02067 0.01167 -0.1012 0.4248 0.0691
3.000 0.9423 0.02030 0.01126 -0.1006 0.4208 0.0716
3.250 0.9676 0.02021 0.01103 -0.0998 0.4167 0.0773
3.500 0.9916 0.01981 0.01058 -0.0992 0.4128 0.0790
3.750 1.0161 0.01973 0.01038 -0.0986 0.4095 0.0837
4.000 1.0431 0.01914 0.00962 -0.0975 0.4063 0.0573
4.250 1.0676 0.01893 0.00940 -0.0968 0.4026 0.0570
4.500 1.0914 0.01880 0.00923 -0.0960 0.3983 0.0575
4.750 1.1149 0.01880 0.00911 -0.0951 0.3938 0.0596
5.000 1.1378 0.01872 0.00902 -0.0942 0.3892 0.0600
5.250 1.1598 0.01862 0.00898 -0.0932 0.3837 0.0604
5.500 1.1814 0.01860 0.00897 -0.0921 0.3786 0.0610
5.750 1.2033 0.01867 0.00902 -0.0911 0.3747 0.0626
6.000 1.2255 0.01875 0.00915 -0.0901 0.3713 0.0651
6.250 1.2471 0.01879 0.00926 -0.0890 0.3672 0.0659
6.500 1.2683 0.01888 0.00938 -0.0879 0.3631 0.0667
6.750 1.2884 0.01896 0.00949 -0.0867 0.3591 0.0678
7.000 1.3093 0.01915 0.00966 -0.0856 0.3554 0.0708
7.250 1.3300 0.01932 0.00990 -0.0844 0.3513 0.0736
7.500 1.3505 0.01952 0.01013 -0.0833 0.3471 0.0752
7.750 1.3701 0.01976 0.01037 -0.0820 0.3432 0.0773
8.000 1.3886 0.02004 0.01062 -0.0805 0.3395 0.0813
8.250 1.4064 0.02028 0.01094 -0.0789 0.3350 0.0864
8.500 1.4231 0.02055 0.01127 -0.0771 0.3300 0.0921
8.750 1.4390 0.02087 0.01162 -0.0752 0.3254 0.1023
9.000 1.4805 0.02046 0.01234 -0.0791 0.3189 1.0000
9.250 1.4957 0.02083 0.01276 -0.0771 0.3137 1.0000
9.500 1.5094 0.02125 0.01318 -0.0751 0.3088 1.0000
9.750 1.5236 0.02170 0.01368 -0.0731 0.3038 1.0000
10.000 1.5375 0.02218 0.01422 -0.0713 0.2980 1.0000
10.250 1.5490 0.02273 0.01479 -0.0691 0.2924 1.0000
10.500 1.5613 0.02331 0.01543 -0.0672 0.2859 1.0000
10.750 1.5705 0.02400 0.01616 -0.0649 0.2780 1.0000
11.000 1.5794 0.02478 0.01697 -0.0628 0.2694 1.0000
11.250 1.5856 0.02571 0.01791 -0.0604 0.2608 1.0000
11.500 1.5938 0.02666 0.01891 -0.0585 0.2518 1.0000
11.750 1.5983 0.02785 0.02010 -0.0563 0.2432 1.0000
12.000 1.6037 0.02909 0.02138 -0.0544 0.2338 1.0000
12.250 1.6074 0.03051 0.02282 -0.0526 0.2251 1.0000
12.500 1.6081 0.03221 0.02452 -0.0507 0.2157 1.0000
12.750 1.6114 0.03385 0.02620 -0.0491 0.2073 1.0000
13.000 1.6105 0.03589 0.02824 -0.0476 0.2000 1.0000
13.250 1.6131 0.03775 0.03016 -0.0463 0.1926 1.0000
13.500 1.6117 0.04000 0.03244 -0.0451 0.1865 1.0000
13.750 1.6124 0.04217 0.03469 -0.0440 0.1803 1.0000
14.000 1.6112 0.04457 0.03715 -0.0431 0.1746 1.0000
14.250 1.6070 0.04736 0.03997 -0.0422 0.1692 1.0000
14.500 1.6079 0.04974 0.04245 -0.0416 0.1643 1.0000
14.750 1.6042 0.05266 0.04544 -0.0410 0.1592 1.0000
15.000 1.5981 0.05596 0.04879 -0.0406 0.1544 1.0000
15.250 1.5952 0.05905 0.05200 -0.0405 0.1480 1.0000
15.500 1.5879 0.06273 0.05574 -0.0405 0.1429 1.0000
15.750 1.5828 0.06628 0.05939 -0.0406 0.1377 1.0000
16.000 1.5773 0.06998 0.06319 -0.0410 0.1320 1.0000
16.250 1.5670 0.07444 0.06770 -0.0416 0.1267 1.0000
16.500 1.5611 0.07838 0.07175 -0.0422 0.1197 1.0000
16.750 1.5500 0.08315 0.07658 -0.0432 0.1139 1.0000
17.000 1.5416 0.08760 0.08111 -0.0441 0.1065 1.0000
17.250 1.5270 0.09304 0.08659 -0.0455 0.0979 1.0000
17.500 1.5117 0.09865 0.09222 -0.0470 0.0897 1.0000
17.750 1.4973 0.10421 0.09781 -0.0486 0.0815 1.0000
18.000 1.4820 0.11001 0.10364 -0.0505 0.0730 1.0000
18.250 1.4662 0.11598 0.10964 -0.0525 0.0643 1.0000
18.500 1.4507 0.12199 0.11567 -0.0547 0.0558 1.0000
18.750 1.4318 0.12871 0.12239 -0.0574 0.0447 1.0000
19.000 1.4123 0.13568 0.12935 -0.0603 0.0333 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)