GOE 195 AIRFOIL (goe195-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 195 AIRFOIL (goe195-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.68 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe195-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe195-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 195 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3138 0.10699 0.09995 -0.0247 1.0000 0.1979
-7.750 -0.3173 0.10569 0.09874 -0.0240 1.0000 0.2049
-7.500 -0.3424 0.10729 0.10056 -0.0229 1.0000 0.2072
-7.250 -0.3139 0.10052 0.09374 -0.0218 1.0000 0.2149
-7.000 -0.3270 0.10015 0.09351 -0.0200 1.0000 0.2207
-6.750 -0.3421 0.09985 0.09340 -0.0201 1.0000 0.2235
-6.500 -0.3250 0.09494 0.08846 -0.0171 1.0000 0.2299
-6.250 -0.3359 0.09451 0.08817 -0.0171 1.0000 0.2368
-6.000 -0.3367 0.09185 0.08560 -0.0162 1.0000 0.2405
-5.750 -0.3311 0.08895 0.08274 -0.0138 1.0000 0.2473
-5.500 -0.3409 0.08876 0.08268 -0.0172 1.0000 0.2545
-5.250 -0.3329 0.08473 0.07869 -0.0126 1.0000 0.2597
-5.000 -0.3351 0.08406 0.07809 -0.0167 1.0000 0.2699
-4.750 -0.3297 0.08036 0.07445 -0.0115 1.0000 0.2763
-4.500 -0.3266 0.07845 0.07260 -0.0137 1.0000 0.2868
-4.250 -0.3180 0.07681 0.07098 -0.0169 1.0000 0.3003
-4.000 -0.3147 0.07338 0.06762 -0.0122 1.0000 0.3055
-3.750 -0.3040 0.07104 0.06529 -0.0147 1.0000 0.3176
-3.500 -0.2901 0.06873 0.06297 -0.0173 1.0000 0.3315
-3.250 -0.2789 0.06623 0.06049 -0.0170 1.0000 0.3438
-3.000 -0.2675 0.06340 0.05770 -0.0166 1.0000 0.3526
-2.750 -0.0982 0.04627 0.03897 -0.0712 1.0000 0.1776
-2.500 -0.0574 0.04175 0.03413 -0.0769 1.0000 0.1650
-2.250 -0.0115 0.03765 0.02948 -0.0832 1.0000 0.1559
-2.000 0.0364 0.03385 0.02486 -0.0893 1.0000 0.1508
-1.750 0.0704 0.03207 0.02263 -0.0918 1.0000 0.1515
-1.500 0.0980 0.03124 0.02156 -0.0930 1.0000 0.1570
-1.250 0.1269 0.03049 0.02048 -0.0944 1.0000 0.1640
-1.000 0.1511 0.03029 0.02022 -0.0951 1.0000 0.1720
-0.750 0.1764 0.03019 0.02001 -0.0960 1.0000 0.1828
-0.500 0.2200 0.03026 0.02004 -0.0997 0.9944 0.2141
-0.250 0.2760 0.02993 0.02023 -0.1049 0.9842 0.4072
0.000 0.3199 0.03062 0.02130 -0.1083 0.9709 0.5222
0.250 0.3605 0.03087 0.02173 -0.1111 0.9576 0.6039
0.500 0.4017 0.03083 0.02180 -0.1142 0.9444 0.6675
0.750 0.4361 0.03022 0.02175 -0.1157 0.9320 0.7740
1.000 0.4777 0.03082 0.02202 -0.1200 0.9164 1.0000
1.250 0.5172 0.03168 0.02245 -0.1232 0.9031 1.0000
1.500 0.5535 0.03249 0.02299 -0.1256 0.8904 1.0000
1.750 0.5918 0.03322 0.02352 -0.1280 0.8786 1.0000
2.000 0.6298 0.03387 0.02404 -0.1302 0.8668 1.0000
2.250 0.6568 0.03471 0.02480 -0.1307 0.8535 1.0000
2.500 0.6848 0.03553 0.02556 -0.1312 0.8405 1.0000
2.750 0.7143 0.03628 0.02628 -0.1319 0.8276 1.0000
3.000 0.7462 0.03692 0.02689 -0.1327 0.8148 1.0000
3.250 0.7823 0.03732 0.02732 -0.1337 0.8022 1.0000
3.500 0.8254 0.03730 0.02734 -0.1353 0.7902 1.0000
3.750 0.8534 0.03785 0.02794 -0.1351 0.7759 1.0000
4.000 0.8811 0.03840 0.02856 -0.1347 0.7616 1.0000
4.250 0.9085 0.03891 0.02916 -0.1342 0.7472 1.0000
4.500 0.9362 0.03940 0.02973 -0.1336 0.7327 1.0000
4.750 0.9641 0.03984 0.03030 -0.1328 0.7181 1.0000
5.000 0.9930 0.04013 0.03072 -0.1320 0.7030 1.0000
5.250 1.0220 0.04038 0.03110 -0.1310 0.6877 1.0000
5.500 1.0521 0.04042 0.03129 -0.1299 0.6716 1.0000
5.750 1.0849 0.04004 0.03109 -0.1285 0.6546 1.0000
6.000 1.1321 0.03779 0.02899 -0.1270 0.6355 1.0000
6.250 1.1574 0.03729 0.02864 -0.1242 0.6115 1.0000
6.500 1.1998 0.03534 0.02676 -0.1224 0.5898 1.0000
6.750 1.2228 0.03545 0.02702 -0.1201 0.5660 1.0000
7.000 1.2604 0.03441 0.02601 -0.1185 0.5426 1.0000
7.250 1.2829 0.03450 0.02618 -0.1159 0.5135 1.0000
7.500 1.3088 0.03385 0.02546 -0.1131 0.4797 1.0000
7.750 1.3236 0.03377 0.02545 -0.1096 0.4436 1.0000
8.000 1.3387 0.03334 0.02505 -0.1059 0.4059 1.0000
8.250 1.3485 0.03315 0.02476 -0.1019 0.3647 1.0000
8.500 1.3556 0.03370 0.02506 -0.0978 0.3201 1.0000
8.750 1.3579 0.03520 0.02615 -0.0935 0.2713 1.0000
9.000 1.3567 0.03767 0.02807 -0.0891 0.2215 1.0000
9.250 1.3596 0.04053 0.03059 -0.0855 0.1819 1.0000
9.500 1.3707 0.04315 0.03310 -0.0830 0.1574 1.0000
9.750 1.3924 0.04586 0.03571 -0.0818 0.1410 1.0000
10.000 1.4135 0.04876 0.03869 -0.0807 0.1292 1.0000
10.250 1.4364 0.05205 0.04204 -0.0800 0.1207 1.0000
10.500 1.4507 0.05543 0.04579 -0.0782 0.1153 1.0000
10.750 1.4719 0.05926 0.04961 -0.0778 0.1094 1.0000
11.000 1.4674 0.06277 0.05371 -0.0744 0.1072 1.0000
11.250 1.4612 0.06664 0.05806 -0.0712 0.1055 1.0000
11.500 1.4506 0.07075 0.06258 -0.0681 0.1048 1.0000
11.750 1.4328 0.07478 0.06696 -0.0647 0.1047 1.0000
12.000 1.4104 0.07913 0.07163 -0.0618 0.1049 1.0000
12.250 1.3843 0.08402 0.07680 -0.0600 0.1054 1.0000
12.500 1.3556 0.08963 0.08266 -0.0594 0.1062 1.0000
12.750 1.3254 0.09608 0.08933 -0.0603 0.1071 1.0000
13.000 1.2954 0.10342 0.09681 -0.0626 0.1081 1.0000
13.250 1.2685 0.11142 0.10492 -0.0657 0.1091 1.0000
13.500 1.2470 0.11971 0.11331 -0.0692 0.1100 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 195 AIRFOIL (goe195-il)