GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.75 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe15-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.1478 0.14023 0.13371 -0.0360 1.0000 0.0618
-12.000 -0.2147 0.14578 0.13854 -0.0356 1.0000 0.0601
-11.750 -0.2066 0.14159 0.13440 -0.0353 1.0000 0.0610
-11.500 -0.2014 0.13875 0.13162 -0.0352 1.0000 0.0620
-11.250 -0.1974 0.13640 0.12934 -0.0351 1.0000 0.0630
-11.000 -0.1944 0.13428 0.12729 -0.0350 1.0000 0.0640
-10.750 -0.1925 0.13243 0.12551 -0.0349 1.0000 0.0650
-10.500 -0.1925 0.13110 0.12428 -0.0347 1.0000 0.0661
-10.250 -0.1952 0.13045 0.12374 -0.0343 1.0000 0.0668
-10.000 -0.2033 0.13096 0.12437 -0.0337 1.0000 0.0672
-9.500 -0.2050 0.12583 0.11946 -0.0306 1.0000 0.0684
-9.250 -0.2075 0.12363 0.11735 -0.0285 1.0000 0.0693
-9.000 -0.2146 0.12243 0.11626 -0.0262 1.0000 0.0700
-8.750 -0.2244 0.12164 0.11558 -0.0236 1.0000 0.0707
-8.500 -0.2356 0.12109 0.11514 -0.0209 1.0000 0.0714
-8.250 -0.2474 0.12059 0.11475 -0.0184 1.0000 0.0720
-8.000 -0.2594 0.12011 0.11436 -0.0159 1.0000 0.0726
-7.750 -0.2715 0.11964 0.11398 -0.0136 1.0000 0.0731
-7.500 -0.2846 0.11919 0.11363 -0.0113 1.0000 0.0737
-7.250 -0.2982 0.11879 0.11332 -0.0091 1.0000 0.0742
-7.000 -0.3105 0.11831 0.11292 -0.0075 1.0000 0.0748
-6.750 -0.3201 0.11779 0.11246 -0.0069 1.0000 0.0755
-6.500 -0.3279 0.11748 0.11222 -0.0072 1.0000 0.0759
-6.250 -0.2640 0.11016 0.10540 -0.0109 0.9865 0.0798
-6.000 -0.2446 0.10652 0.10174 -0.0158 0.9754 0.0825
-5.750 -0.2277 0.10379 0.09899 -0.0215 0.9635 0.0850
-5.500 -0.2092 0.10278 0.09790 -0.0297 0.9502 0.0865
-5.250 -0.1831 0.09697 0.09210 -0.0334 0.9393 0.0880
-5.000 -0.1670 0.09298 0.08810 -0.0350 0.9258 0.0903
-4.750 -0.1492 0.09000 0.08509 -0.0382 0.9119 0.0932
-4.500 -0.1261 0.08825 0.08326 -0.0442 0.8972 0.0969
-4.250 -0.1010 0.08499 0.07994 -0.0492 0.8840 0.0991
-4.000 -0.0778 0.08046 0.07540 -0.0511 0.8720 0.1031
-3.750 -0.0604 0.07862 0.07349 -0.0539 0.8572 0.1073
-3.500 -0.0317 0.07806 0.07275 -0.0602 0.8423 0.1104
-3.250 -0.0171 0.07341 0.06815 -0.0598 0.8312 0.1134
-3.000 0.0088 0.07740 0.07154 -0.0673 0.8563 0.1152
-2.750 0.0546 0.07751 0.07133 -0.0746 0.8404 0.1228
-2.500 0.0666 0.07332 0.06726 -0.0738 0.8277 0.1266
-2.250 0.1110 0.07140 0.06513 -0.0794 0.8161 0.1373
-2.000 0.1504 0.07060 0.06408 -0.0837 0.8033 0.1496
-1.750 0.1559 0.06760 0.06119 -0.0819 0.7901 0.1536
-1.250 0.2209 0.06378 0.05711 -0.0871 0.7692 0.1832
-1.000 0.2315 0.06347 0.05672 -0.0865 0.7564 0.1980
-0.750 0.2741 0.06017 0.05336 -0.0897 0.7502 0.2358
-0.500 0.2711 0.06061 0.05376 -0.0872 0.7370 0.2648
-0.250 0.2876 0.05817 0.05139 -0.0863 0.7295 0.3254
0.000 0.2881 0.05759 0.05085 -0.0838 0.7196 0.3683
0.250 0.3257 0.05483 0.04803 -0.0847 0.7146 0.4374
0.500 0.3087 0.05603 0.04930 -0.0807 0.7033 0.4433
0.750 0.3495 0.05404 0.04718 -0.0822 0.6976 0.4911
1.000 0.3385 0.05546 0.04864 -0.0792 0.6884 0.4980
1.250 0.3689 0.05489 0.04794 -0.0803 0.6819 0.5237
1.500 0.3852 0.05525 0.04823 -0.0802 0.6752 0.5367
1.750 0.3942 0.05662 0.04947 -0.0798 0.6676 0.5439
2.000 0.4385 0.05579 0.04848 -0.0820 0.6621 0.5588
2.250 0.4336 0.05823 0.05085 -0.0808 0.6560 0.5585
2.500 0.4499 0.05977 0.05222 -0.0816 0.6499 0.5560
2.750 0.5210 0.05957 0.05156 -0.0869 0.6434 0.5315
3.000 0.4984 0.06315 0.05514 -0.0846 0.6391 0.5292
3.250 0.5059 0.06555 0.05741 -0.0848 0.6349 0.5156
3.500 0.5430 0.06729 0.05878 -0.0868 0.6287 0.4727
3.750 0.5642 0.06956 0.06081 -0.0876 0.6242 0.4374
4.000 0.5634 0.07246 0.06365 -0.0873 0.6225 0.4228
4.250 0.5669 0.07527 0.06634 -0.0871 0.6209 0.4042
4.500 0.5730 0.07813 0.06907 -0.0870 0.6205 0.3847
4.750 0.5818 0.08113 0.07192 -0.0872 0.6222 0.3641
5.000 0.5958 0.08398 0.07467 -0.0879 0.6241 0.3425
5.250 0.6186 0.08697 0.07750 -0.0891 0.6262 0.3178
5.500 0.5375 0.09524 0.08626 -0.0897 0.7142 0.3586
5.750 0.5312 0.09589 0.08683 -0.0873 0.7022 0.3464
6.000 0.5667 0.09952 0.09022 -0.0892 0.6956 0.3141
6.250 0.5730 0.10062 0.09126 -0.0882 0.6827 0.3010
6.500 0.5873 0.10309 0.09363 -0.0882 0.6744 0.2858
6.750 0.6172 0.10572 0.09613 -0.0893 0.6628 0.2721
7.000 0.6173 0.10741 0.09776 -0.0881 0.6522 0.2666
7.250 0.6655 0.11170 0.10189 -0.0907 0.6434 0.2502
7.500 0.6515 0.11224 0.10243 -0.0884 0.6313 0.2478
7.750 0.6703 0.11524 0.10539 -0.0888 0.6235 0.2405
8.000 0.6910 0.11758 0.10767 -0.0889 0.6109 0.2329
8.250 0.6886 0.11946 0.10954 -0.0879 0.6004 0.2311
8.500 0.7256 0.12337 0.11338 -0.0894 0.5926 0.2300
8.750 0.7159 0.12452 0.11454 -0.0879 0.5804 0.2295
9.000 0.7330 0.12771 0.11769 -0.0883 0.5729 0.2283
9.250 0.7488 0.13001 0.11997 -0.0883 0.5607 0.2268
9.500 0.7473 0.13228 0.12225 -0.0879 0.5519 0.2263
9.750 0.7739 0.13564 0.12557 -0.0885 0.5432 0.2271
10.000 0.7684 0.13752 0.12745 -0.0880 0.5331 0.2284
10.250 0.8046 0.14177 0.13173 -0.0892 0.5253 0.2390
10.500 0.7920 0.14278 0.13276 -0.0883 0.5138 0.2402
10.750 0.8268 0.14750 0.13753 -0.0895 0.5082 0.2528
11.000 0.8102 0.14828 0.13833 -0.0888 0.4982 0.2533
11.250 0.8432 0.15166 0.14267 -0.0902 0.4916 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)