GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.71 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe15k-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe15k-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.5740 0.11884 0.11240 -0.0010 1.0000 0.3655
-7.500 -0.5363 0.11418 0.10764 -0.0001 1.0000 0.3760
-7.250 -0.5519 0.11133 0.10487 0.0023 1.0000 0.3870
-7.000 -0.5916 0.10969 0.10337 0.0062 1.0000 0.4011
-6.750 -0.5798 0.10639 0.10004 0.0083 1.0000 0.4168
-6.500 -0.5623 0.10262 0.09622 0.0096 1.0000 0.4275
-6.250 -0.5708 0.09976 0.09340 0.0126 1.0000 0.4428
-6.000 -0.8463 0.07355 0.06625 0.0139 1.0000 0.1772
-5.750 -0.8512 0.06976 0.06227 0.0182 1.0000 0.1751
-5.500 -0.8577 0.06606 0.05829 0.0229 1.0000 0.1727
-5.250 -0.8645 0.06247 0.05435 0.0282 1.0000 0.1714
-5.000 -0.8716 0.05886 0.05025 0.0339 1.0000 0.1684
-4.750 -0.8757 0.05549 0.04634 0.0396 1.0000 0.1666
-4.500 -0.8693 0.05337 0.04397 0.0435 1.0000 0.1695
-4.250 -0.8640 0.05117 0.04141 0.0477 1.0000 0.1720
-4.000 -0.8565 0.04898 0.03880 0.0516 1.0000 0.1734
-3.750 -0.8467 0.04696 0.03633 0.0553 1.0000 0.1756
-3.500 -0.8370 0.04529 0.03403 0.0592 1.0000 0.1794
-3.250 -0.8171 0.04355 0.03225 0.0603 1.0000 0.1838
-3.000 -0.7964 0.04209 0.03056 0.0616 1.0000 0.1887
-2.750 -0.7765 0.04092 0.02891 0.0632 1.0000 0.1954
-2.500 -0.7479 0.03967 0.02768 0.0625 1.0000 0.2034
-2.250 -0.7159 0.03858 0.02628 0.0614 1.0000 0.2134
-2.000 -0.2599 0.04471 0.03566 -0.0242 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2445 0.04485 0.03541 -0.0228 1.0000 1.0000
-1.500 -0.2289 0.04505 0.03530 -0.0214 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2131 0.04531 0.03525 -0.0199 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1973 0.04559 0.03529 -0.0184 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1814 0.04592 0.03537 -0.0170 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1654 0.04628 0.03553 -0.0156 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1494 0.04667 0.03573 -0.0142 1.0000 1.0000
0.000 -0.1334 0.04707 0.03596 -0.0128 1.0000 1.0000
0.250 -0.1172 0.04752 0.03625 -0.0115 1.0000 1.0000
0.500 -0.1011 0.04800 0.03659 -0.0102 1.0000 1.0000
0.750 -0.0849 0.04850 0.03696 -0.0089 1.0000 1.0000
1.000 -0.0687 0.04903 0.03737 -0.0076 1.0000 1.0000
1.250 -0.0526 0.04959 0.03783 -0.0064 1.0000 1.0000
1.500 -0.0366 0.05017 0.03832 -0.0052 1.0000 1.0000
1.750 -0.0204 0.05079 0.03886 -0.0041 1.0000 1.0000
2.000 -0.0044 0.05144 0.03944 -0.0029 1.0000 1.0000
2.250 0.0116 0.05211 0.04006 -0.0018 1.0000 1.0000
2.500 0.0273 0.05284 0.04073 -0.0007 1.0000 1.0000
2.750 0.0431 0.05358 0.04143 0.0003 1.0000 1.0000
3.000 0.0587 0.05437 0.04220 0.0014 1.0000 1.0000
3.250 0.0741 0.05520 0.04302 0.0023 1.0000 1.0000
3.500 0.0893 0.05608 0.04388 0.0033 1.0000 1.0000
3.750 0.1042 0.05699 0.04481 0.0042 1.0000 1.0000
4.000 0.1191 0.05797 0.04579 0.0051 1.0000 1.0000
4.250 0.1333 0.05901 0.04686 0.0059 1.0000 1.0000
4.500 0.1474 0.06013 0.04801 0.0068 1.0000 1.0000
4.750 0.1610 0.06131 0.04924 0.0075 1.0000 1.0000
5.000 0.1741 0.06258 0.05056 0.0082 1.0000 1.0000
5.250 0.1865 0.06397 0.05201 0.0088 1.0000 1.0000
5.500 0.2096 0.06565 0.05381 0.0066 0.9948 1.0000
5.750 0.2361 0.06729 0.05559 0.0033 0.9836 1.0000
6.000 0.2653 0.06907 0.05751 -0.0003 0.9676 1.0000
6.250 0.2924 0.07077 0.05937 -0.0034 0.9495 1.0000
6.500 0.3269 0.07235 0.06110 -0.0074 0.9219 1.0000
6.750 0.4331 0.07087 0.05989 -0.0188 0.8304 1.0000
7.000 0.4811 0.07060 0.05981 -0.0218 0.7977 1.0000
7.250 0.5213 0.07016 0.05957 -0.0235 0.7686 1.0000
7.500 0.5639 0.06955 0.05915 -0.0251 0.7432 1.0000
7.750 0.6111 0.06842 0.05828 -0.0269 0.7192 1.0000
8.000 0.6448 0.06734 0.05742 -0.0268 0.6938 1.0000
8.250 0.7024 0.06413 0.05454 -0.0280 0.6682 1.0000
8.500 0.7733 0.05808 0.04891 -0.0282 0.6386 1.0000
8.750 0.8382 0.05118 0.04245 -0.0265 0.6072 1.0000
9.000 0.8853 0.04555 0.03710 -0.0226 0.5535 1.0000
9.250 0.9565 0.04058 0.03053 -0.0207 0.3746 1.0000
9.500 0.9682 0.04222 0.03153 -0.0177 0.3060 1.0000
9.750 0.9991 0.04354 0.03238 -0.0176 0.2552 1.0000
10.000 1.0633 0.04510 0.03349 -0.0229 0.2113 1.0000
10.250 1.1295 0.04764 0.03582 -0.0292 0.1812 1.0000
10.500 1.1668 0.05028 0.03863 -0.0309 0.1646 1.0000
10.750 1.2122 0.05361 0.04204 -0.0344 0.1506 1.0000
11.000 1.2106 0.05577 0.04472 -0.0294 0.1466 1.0000
11.250 1.2221 0.05835 0.04756 -0.0271 0.1403 1.0000
11.500 1.2453 0.06213 0.05150 -0.0271 0.1345 1.0000
11.750 1.2327 0.06457 0.05433 -0.0210 0.1333 1.0000
12.000 1.2136 0.06693 0.05705 -0.0143 0.1314 1.0000
12.250 1.1975 0.06977 0.06021 -0.0085 0.1306 1.0000
12.500 1.1775 0.07276 0.06352 -0.0027 0.1297 1.0000
12.750 1.1540 0.07611 0.06717 0.0030 0.1294 1.0000
13.000 1.1268 0.07978 0.07109 0.0084 0.1295 1.0000
13.250 1.0996 0.08367 0.07522 0.0129 0.1303 1.0000
13.500 1.0684 0.08816 0.07992 0.0169 0.1315 1.0000
13.750 1.0348 0.09321 0.08516 0.0201 0.1325 1.0000
14.000 0.9994 0.09899 0.09109 0.0223 0.1335 1.0000
14.250 0.9740 0.10493 0.09712 0.0232 0.1347 1.0000
14.500 0.9491 0.11164 0.10392 0.0232 0.1355 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 15K AIRFOIL (goe15k-il)