GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.54 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15k-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe15k-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 15K 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.5346 0.13555 0.13083 -0.0222 1.0000 0.1412
-10.000 -0.5724 0.13222 0.12761 -0.0252 1.0000 0.1467
-9.750 -0.6178 0.12806 0.12357 -0.0288 1.0000 0.1475
-9.500 -0.5571 0.12566 0.12104 -0.0213 1.0000 0.1531
-9.250 -0.5632 0.12279 0.11819 -0.0206 1.0000 0.1582
-9.000 -0.6279 0.11814 0.11370 -0.0252 1.0000 0.1628
-8.750 -0.6385 0.11317 0.10877 -0.0245 1.0000 0.1646
-8.500 -0.5984 0.11204 0.10756 -0.0194 1.0000 0.1690
-8.250 -0.6089 0.10884 0.10438 -0.0185 1.0000 0.1730
-8.000 -0.6572 0.10413 0.09975 -0.0194 1.0000 0.1771
-7.750 -0.7295 0.10166 0.09731 -0.0136 1.0000 0.1785
-7.500 -0.8025 0.09966 0.09516 -0.0056 1.0000 0.1793
-7.250 -0.7172 0.09478 0.09045 -0.0090 1.0000 0.1860
-7.000 -0.7424 0.09227 0.08793 -0.0041 1.0000 0.1889
-6.750 -0.9169 0.06558 0.05962 0.0126 1.0000 0.1019
-6.500 -0.9165 0.06196 0.05592 0.0164 1.0000 0.0998
-6.250 -0.9263 0.05821 0.05185 0.0224 1.0000 0.0986
-6.000 -0.9350 0.05462 0.04784 0.0287 1.0000 0.0976
-5.750 -0.9408 0.05121 0.04401 0.0349 1.0000 0.0967
-5.500 -0.9421 0.04864 0.04104 0.0404 1.0000 0.0975
-5.250 -0.9413 0.04593 0.03789 0.0458 1.0000 0.0977
-3.750 -0.8696 0.03647 0.02655 0.0641 0.9995 0.1106
-3.500 -0.8471 0.03574 0.02552 0.0651 0.9985 0.1147
-3.250 -0.8216 0.03532 0.02475 0.0655 0.9969 0.1175
-3.000 -0.7868 0.03427 0.02380 0.0632 0.9960 0.1225
-2.750 -0.7574 0.03424 0.02365 0.0624 0.9948 0.1280
-2.500 -0.7293 0.03383 0.02304 0.0619 0.9942 0.1320
-2.250 -0.6966 0.03310 0.02247 0.0600 0.9934 0.1383
-2.000 -0.6671 0.03287 0.02220 0.0590 0.9918 0.1453
-1.750 -0.6362 0.03269 0.02213 0.0576 0.9903 0.1547
-1.500 -0.6051 0.03272 0.02221 0.0562 0.9888 0.1665
-1.250 -0.2174 0.04253 0.03563 -0.0202 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2014 0.04288 0.03578 -0.0188 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1855 0.04326 0.03598 -0.0173 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1694 0.04367 0.03624 -0.0159 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1534 0.04411 0.03654 -0.0146 1.0000 1.0000
0.000 -0.1348 0.04444 0.03675 -0.0139 0.9994 1.0000
0.250 -0.1119 0.04483 0.03701 -0.0141 0.9973 1.0000
0.500 -0.0861 0.04567 0.03774 -0.0149 0.9948 1.0000
0.750 -0.0679 0.04596 0.03795 -0.0141 0.9933 1.0000
1.000 -0.0456 0.04636 0.03827 -0.0143 0.9899 1.0000
1.250 -0.0185 0.04740 0.03923 -0.0154 0.9865 1.0000
1.500 0.0004 0.04773 0.03950 -0.0149 0.9833 1.0000
1.750 0.0314 0.04860 0.04031 -0.0168 0.9767 1.0000
2.000 0.0515 0.04876 0.04044 -0.0166 0.9703 1.0000
2.250 0.0841 0.05016 0.04180 -0.0188 0.9647 1.0000
2.500 0.1000 0.05003 0.04166 -0.0178 0.9578 1.0000
2.750 0.1278 0.05118 0.04277 -0.0190 0.9527 1.0000
3.000 0.1559 0.05167 0.04326 -0.0203 0.9428 1.0000
3.250 0.1765 0.05194 0.04354 -0.0202 0.9330 1.0000
3.500 0.2129 0.05250 0.04411 -0.0227 0.9182 1.0000
3.750 0.2832 0.05139 0.04300 -0.0297 0.8768 1.0000
4.000 0.3192 0.05141 0.04304 -0.0315 0.8615 1.0000
4.250 0.3506 0.05147 0.04314 -0.0325 0.8480 1.0000
4.500 0.3837 0.05159 0.04331 -0.0337 0.8361 1.0000
4.750 0.4264 0.05164 0.04341 -0.0364 0.8268 1.0000
5.000 0.4496 0.05159 0.04342 -0.0359 0.8133 1.0000
5.250 0.4769 0.05152 0.04343 -0.0360 0.8003 1.0000
5.500 0.5157 0.05085 0.04285 -0.0374 0.7861 1.0000
5.750 0.5588 0.04979 0.04188 -0.0391 0.7723 1.0000
6.000 0.6188 0.04803 0.04026 -0.0431 0.7637 1.0000
6.250 0.6465 0.04721 0.03955 -0.0424 0.7498 1.0000
6.500 0.6760 0.04628 0.03875 -0.0419 0.7363 1.0000
6.750 0.7113 0.04478 0.03739 -0.0419 0.7227 1.0000
7.000 0.7533 0.04235 0.03510 -0.0420 0.7076 1.0000
7.250 0.7893 0.04025 0.03316 -0.0412 0.6919 1.0000
7.750 0.8492 0.03671 0.02996 -0.0382 0.6582 1.0000
8.000 0.8713 0.03549 0.02885 -0.0356 0.6319 1.0000
8.250 0.9108 0.03307 0.02648 -0.0348 0.5865 1.0000
8.500 0.9726 0.02989 0.02213 -0.0365 0.4162 1.0000
8.750 0.9682 0.03139 0.02300 -0.0312 0.3263 1.0000
9.000 0.9616 0.03317 0.02415 -0.0261 0.2549 1.0000
9.250 0.9636 0.03473 0.02522 -0.0223 0.2118 1.0000
9.500 0.9722 0.03605 0.02623 -0.0197 0.1832 1.0000
9.750 0.9867 0.03715 0.02718 -0.0178 0.1625 1.0000
10.000 1.0026 0.03818 0.02813 -0.0162 0.1466 1.0000
10.250 1.0217 0.03920 0.02905 -0.0151 0.1328 1.0000
10.500 1.0457 0.04025 0.02995 -0.0148 0.1204 1.0000
10.750 1.0604 0.04126 0.03108 -0.0130 0.1111 1.0000
11.000 1.0928 0.04250 0.03234 -0.0137 0.1021 1.0000
11.250 1.1290 0.04393 0.03360 -0.0154 0.0931 1.0000
11.500 1.1478 0.04534 0.03532 -0.0140 0.0880 1.0000
11.750 1.1725 0.04676 0.03673 -0.0140 0.0829 1.0000
12.000 1.2009 0.04911 0.03933 -0.0144 0.0785 1.0000
12.250 1.2148 0.05119 0.04173 -0.0125 0.0759 1.0000
12.500 1.2293 0.05316 0.04389 -0.0109 0.0731 1.0000
12.750 1.2641 0.05676 0.04744 -0.0132 0.0692 1.0000
13.000 1.2451 0.05836 0.04944 -0.0066 0.0681 1.0000
13.250 1.2385 0.06092 0.05237 -0.0023 0.0675 1.0000
13.500 1.2301 0.06380 0.05559 0.0019 0.0673 1.0000
13.750 1.2140 0.06684 0.05898 0.0068 0.0668 1.0000
14.000 1.1946 0.07011 0.06257 0.0116 0.0664 1.0000
14.250 1.1772 0.07364 0.06637 0.0155 0.0667 1.0000
14.500 1.1495 0.07744 0.07046 0.0200 0.0661 1.0000
14.750 1.1246 0.08152 0.07481 0.0234 0.0663 1.0000
15.000 1.0966 0.08584 0.07937 0.0264 0.0662 1.0000
15.250 1.0729 0.09097 0.08470 0.0282 0.0673 1.0000
15.500 1.0424 0.09648 0.09039 0.0296 0.0676 1.0000
15.750 1.0088 0.10265 0.09675 0.0298 0.0677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il)