GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.54 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe15-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.1937 0.12801 0.12140 -0.0334 1.0000 0.0524
-9.750 -0.2007 0.12757 0.12108 -0.0321 1.0000 0.0525
-9.500 -0.2115 0.12763 0.12128 -0.0303 1.0000 0.0527
-9.250 -0.2107 0.12418 0.11793 -0.0280 1.0000 0.0532
-9.000 -0.2173 0.12271 0.11656 -0.0255 1.0000 0.0537
-8.750 -0.2214 0.12126 0.11519 -0.0241 0.9988 0.0544
-8.500 -0.2027 0.11776 0.11168 -0.0284 0.9911 0.0558
-8.250 -0.1852 0.11470 0.10861 -0.0328 0.9830 0.0570
-8.000 -0.1700 0.11210 0.10600 -0.0371 0.9730 0.0580
-7.750 -0.1574 0.11012 0.10402 -0.0416 0.9616 0.0587
-7.500 -0.1444 0.10845 0.10235 -0.0470 0.9488 0.0591
-7.250 -0.1196 0.10328 0.09717 -0.0504 0.9424 0.0600
-7.000 -0.1015 0.09948 0.09335 -0.0527 0.9310 0.0615
-6.750 -0.0795 0.09608 0.08991 -0.0569 0.9198 0.0634
-6.500 -0.0521 0.09287 0.08663 -0.0632 0.9101 0.0654
-6.250 -0.0320 0.09099 0.08469 -0.0685 0.8966 0.0665
-5.750 0.0103 0.08432 0.07793 -0.0748 0.8779 0.0681
-5.500 0.0257 0.08130 0.07490 -0.0757 0.8681 0.0697
-5.250 0.0483 0.07854 0.07208 -0.0788 0.8595 0.0723
-5.000 0.0667 0.07716 0.07062 -0.0818 0.8475 0.0750
-4.750 0.0995 0.07550 0.06879 -0.0878 0.8391 0.0763
-4.500 0.1082 0.07205 0.06537 -0.0862 0.8282 0.0774
-4.250 0.1271 0.06914 0.06242 -0.0871 0.8192 0.0794
-4.000 0.1498 0.06678 0.05998 -0.0889 0.8094 0.0821
-3.750 0.1756 0.06547 0.05851 -0.0917 0.7983 0.0853
-3.250 0.2196 0.06032 0.05321 -0.0940 0.7792 0.0899
-3.000 0.2547 0.05860 0.05126 -0.0973 0.7709 0.0965
-2.750 0.2792 0.05686 0.04938 -0.0985 0.7595 0.0987
-2.500 0.2982 0.05413 0.04662 -0.0984 0.7496 0.1019
-2.250 0.3360 0.05335 0.04550 -0.1013 0.7400 0.1094
-2.000 0.3534 0.05084 0.04298 -0.1008 0.7284 0.1119
-1.750 0.3850 0.04868 0.04063 -0.1024 0.7204 0.1197
-1.500 0.4050 0.04723 0.03908 -0.1021 0.7073 0.1259
-1.000 0.4577 0.04418 0.03569 -0.1032 0.6863 0.1522
-0.750 0.4762 0.04292 0.03434 -0.1025 0.6733 0.1674
-0.500 0.5000 0.04182 0.03308 -0.1024 0.6624 0.1944
-0.250 0.5192 0.03977 0.03101 -0.1018 0.6519 0.2270
0.250 0.5622 0.03682 0.02786 -0.1007 0.6316 0.2898
0.750 0.6091 0.03553 0.02622 -0.0997 0.6098 0.3177
1.250 0.6657 0.03444 0.02472 -0.0996 0.5911 0.2991
1.500 0.7035 0.03449 0.02437 -0.1002 0.5833 0.2467
1.750 0.7337 0.03500 0.02453 -0.0995 0.5742 0.1941
2.000 0.7666 0.03489 0.02406 -0.0992 0.5669 0.1630
2.250 0.7916 0.03460 0.02362 -0.0985 0.5591 0.1463
2.500 0.8186 0.03436 0.02318 -0.0978 0.5520 0.1305
2.750 0.8482 0.03411 0.02268 -0.0974 0.5460 0.1193
3.000 0.8687 0.03420 0.02268 -0.0962 0.5381 0.1154
3.250 0.9019 0.03389 0.02209 -0.0967 0.5325 0.1150
3.500 0.9254 0.03413 0.02219 -0.0960 0.5255 0.1139
3.750 0.9517 0.03436 0.02221 -0.0954 0.5192 0.1107
4.000 0.9862 0.03407 0.02168 -0.0960 0.5144 0.1092
4.250 1.0023 0.03471 0.02232 -0.0945 0.5072 0.1103
4.500 1.0283 0.03467 0.02225 -0.0942 0.5014 0.1131
4.750 1.0604 0.03445 0.02188 -0.0945 0.4971 0.1139
5.000 1.0700 0.03542 0.02293 -0.0922 0.4901 0.1140
5.250 1.0920 0.03572 0.02319 -0.0912 0.4846 0.1149
5.500 1.1226 0.03561 0.02295 -0.0913 0.4803 0.1194
5.750 1.1285 0.03688 0.02432 -0.0886 0.4735 0.1216
6.000 1.1469 0.03745 0.02488 -0.0874 0.4679 0.1235
6.250 1.1782 0.03736 0.02470 -0.0875 0.4634 0.1264
6.500 1.1813 0.03882 0.02628 -0.0847 0.4566 0.1293
6.750 1.1969 0.03962 0.02708 -0.0832 0.4504 0.1352
7.000 1.2328 0.03934 0.02669 -0.0839 0.4456 0.1440
7.250 1.2252 0.04135 0.02887 -0.0799 0.4378 0.1464
7.500 1.2450 0.04188 0.02943 -0.0788 0.4314 0.1552
8.000 1.2555 0.04391 0.03230 -0.0738 0.4182 0.5973
8.500 1.2985 0.04506 0.03362 -0.0725 0.4060 1.0000
8.750 1.2703 0.04839 0.03712 -0.0674 0.3981 1.0000
9.000 1.3079 0.04790 0.03647 -0.0677 0.3933 1.0000
9.250 1.2424 0.05464 0.04352 -0.0619 0.3834 1.0000
9.500 1.2560 0.05569 0.04454 -0.0606 0.3775 1.0000
9.750 1.3096 0.05352 0.04222 -0.0610 0.3743 1.0000
10.000 1.2079 0.06554 0.05460 -0.0576 0.3593 1.0000
10.250 1.2523 0.06326 0.05221 -0.0565 0.3571 1.0000
10.750 1.2171 0.07272 0.06183 -0.0551 0.3394 1.0000
11.250 1.1207 0.09294 0.08235 -0.0586 0.3100 1.0000
11.500 1.1245 0.09576 0.08518 -0.0585 0.3043 1.0000
12.000 1.1300 0.10168 0.09116 -0.0584 0.2916 1.0000
12.500 1.1139 0.11144 0.10103 -0.0602 0.2767 1.0000
13.000 1.0940 0.12232 0.11203 -0.0629 0.2631 1.0000
13.250 1.1153 0.12232 0.11204 -0.0619 0.2605 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)