GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 70.05 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe14-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe14-il-200000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 14 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.1368 0.10315 0.09951 -0.0406 0.9002 0.0309
-8.500 -0.1275 0.10005 0.09639 -0.0404 0.8863 0.0310
-8.250 -0.1189 0.09738 0.09370 -0.0406 0.8727 0.0313
-8.000 -0.1105 0.09492 0.09121 -0.0411 0.8602 0.0315
-7.750 -0.1018 0.09253 0.08878 -0.0418 0.8480 0.0319
-7.500 -0.0926 0.09012 0.08634 -0.0429 0.8363 0.0323
-7.250 -0.0833 0.08772 0.08390 -0.0441 0.8254 0.0328
-7.000 -0.0735 0.08536 0.08151 -0.0457 0.8141 0.0335
-6.750 -0.0618 0.08295 0.07906 -0.0485 0.8039 0.0343
-6.500 -0.0459 0.08036 0.07642 -0.0531 0.7932 0.0346
-6.250 -0.0272 0.07769 0.07368 -0.0582 0.7831 0.0347
-6.000 -0.0125 0.07471 0.07067 -0.0596 0.7730 0.0348
-5.750 0.0025 0.07194 0.06787 -0.0606 0.7630 0.0351
-5.500 0.0198 0.06936 0.06523 -0.0627 0.7526 0.0355
-5.250 0.0395 0.06679 0.06262 -0.0653 0.7417 0.0360
-5.000 0.0606 0.06423 0.05997 -0.0682 0.7311 0.0367
-4.750 0.0840 0.06162 0.05729 -0.0716 0.7192 0.0376
-4.500 0.1161 0.05901 0.05453 -0.0774 0.7075 0.0386
-4.250 0.1410 0.05630 0.05170 -0.0803 0.6951 0.0389
-4.000 0.1607 0.05384 0.04920 -0.0813 0.6814 0.0394
-3.750 0.1846 0.05157 0.04684 -0.0832 0.6674 0.0400
-3.500 0.2105 0.04937 0.04451 -0.0854 0.6524 0.0408
-3.250 0.2383 0.04721 0.04220 -0.0877 0.6365 0.0418
-3.000 0.2721 0.04519 0.03994 -0.0909 0.6199 0.0428
-2.500 0.3256 0.04099 0.03541 -0.0938 0.5867 0.0434
-2.250 0.3503 0.03922 0.03349 -0.0947 0.5708 0.0441
-2.000 0.3774 0.03766 0.03177 -0.0957 0.5562 0.0456
-1.750 0.4155 0.03658 0.03031 -0.0976 0.5431 0.0475
-1.500 0.4389 0.03464 0.02825 -0.0980 0.5308 0.0478
-1.250 0.4643 0.03305 0.02656 -0.0986 0.5191 0.0483
-1.000 0.4914 0.03171 0.02505 -0.0991 0.5085 0.0489
-0.750 0.5195 0.03045 0.02362 -0.0995 0.4980 0.0497
-0.250 0.5796 0.02725 0.01992 -0.1003 0.4799 0.0419
0.000 0.6084 0.02597 0.01843 -0.1005 0.4717 0.0404
0.250 0.6370 0.02502 0.01731 -0.1006 0.4631 0.0416
0.500 0.6653 0.02404 0.01610 -0.1005 0.4557 0.0415
0.750 0.6943 0.02298 0.01486 -0.1005 0.4481 0.0407
1.000 0.7229 0.02203 0.01368 -0.1003 0.4412 0.0403
1.250 0.7512 0.02120 0.01265 -0.1001 0.4347 0.0404
1.500 0.7794 0.02045 0.01173 -0.0999 0.4274 0.0409
1.750 0.8077 0.01960 0.01059 -0.0994 0.4208 0.0431
2.000 0.8345 0.01937 0.01033 -0.0993 0.4138 0.0441
2.250 0.8617 0.01891 0.00974 -0.0989 0.4069 0.0451
2.500 0.8887 0.01838 0.00902 -0.0985 0.4011 0.0466
2.750 0.9158 0.01813 0.00873 -0.0982 0.3948 0.0488
3.000 0.9425 0.01788 0.00838 -0.0978 0.3886 0.0526
3.250 0.9684 0.01782 0.00825 -0.0974 0.3830 0.0554
3.500 0.9951 0.01770 0.00811 -0.0971 0.3769 0.0596
3.750 1.0210 0.01772 0.00808 -0.0967 0.3706 0.0656
4.000 1.0465 0.01777 0.00806 -0.0962 0.3649 0.0715
4.250 1.0725 0.01781 0.00810 -0.0959 0.3585 0.0782
4.500 1.0978 0.01786 0.00812 -0.0955 0.3526 0.0841
4.750 1.1229 0.01798 0.00819 -0.0951 0.3475 0.0887
5.000 1.1485 0.01800 0.00826 -0.0947 0.3420 0.0912
5.250 1.1734 0.01809 0.00837 -0.0943 0.3365 0.0942
5.500 1.1977 0.01827 0.00851 -0.0938 0.3315 0.0959
5.750 1.2229 0.01840 0.00869 -0.0934 0.3256 0.0979
6.000 1.2471 0.01855 0.00885 -0.0929 0.3195 0.0999
6.250 1.2706 0.01878 0.00905 -0.0923 0.3139 0.1012
6.500 1.2950 0.01898 0.00928 -0.0919 0.3077 0.1027
6.750 1.3185 0.01925 0.00953 -0.0913 0.3023 0.1049
7.000 1.3413 0.01960 0.00982 -0.0906 0.2982 0.1074
7.250 1.3652 0.01986 0.01014 -0.0901 0.2937 0.1093
7.500 1.3883 0.02017 0.01046 -0.0895 0.2888 0.1114
7.750 1.4104 0.02054 0.01080 -0.0888 0.2841 0.1139
8.000 1.4324 0.02093 0.01119 -0.0880 0.2799 0.1181
8.250 1.4548 0.02127 0.01159 -0.0873 0.2748 0.1239
8.750 1.4962 0.02136 0.01262 -0.0858 0.2663 0.7997
9.250 1.5353 0.02201 0.01354 -0.0834 0.2584 1.0000
9.500 1.5542 0.02251 0.01406 -0.0823 0.2545 1.0000
9.750 1.5709 0.02306 0.01462 -0.0809 0.2510 1.0000
10.000 1.5868 0.02366 0.01521 -0.0794 0.2477 1.0000
10.250 1.6042 0.02419 0.01584 -0.0782 0.2442 1.0000
10.500 1.6202 0.02480 0.01652 -0.0769 0.2404 1.0000
10.750 1.6346 0.02549 0.01725 -0.0754 0.2367 1.0000
11.000 1.6475 0.02628 0.01805 -0.0738 0.2333 1.0000
11.250 1.6615 0.02705 0.01889 -0.0725 0.2299 1.0000
11.500 1.6755 0.02784 0.01981 -0.0712 0.2261 1.0000
11.750 1.6876 0.02875 0.02079 -0.0699 0.2222 1.0000
12.000 1.6977 0.02981 0.02188 -0.0684 0.2184 1.0000
12.250 1.7074 0.03094 0.02306 -0.0671 0.2145 1.0000
12.500 1.7178 0.03207 0.02433 -0.0659 0.2094 1.0000
12.750 1.7247 0.03347 0.02579 -0.0646 0.2041 1.0000
13.000 1.7300 0.03505 0.02741 -0.0634 0.1993 1.0000
13.250 1.7373 0.03658 0.02907 -0.0624 0.1934 1.0000
13.500 1.7402 0.03850 0.03103 -0.0614 0.1879 1.0000
13.750 1.7439 0.04044 0.03308 -0.0605 0.1826 1.0000
14.000 1.7463 0.04258 0.03531 -0.0597 0.1766 1.0000
14.250 1.7443 0.04519 0.03796 -0.0590 0.1713 1.0000
14.500 1.7446 0.04769 0.04058 -0.0585 0.1649 1.0000
14.750 1.7389 0.05090 0.04383 -0.0581 0.1594 1.0000
15.000 1.7356 0.05397 0.04699 -0.0578 0.1540 1.0000
15.250 1.7290 0.05756 0.05066 -0.0578 0.1490 1.0000
15.500 1.7202 0.06154 0.05470 -0.0580 0.1449 1.0000
15.750 1.7138 0.06536 0.05863 -0.0584 0.1407 1.0000
16.000 1.7042 0.06968 0.06303 -0.0589 0.1370 1.0000
16.250 1.6925 0.07437 0.06778 -0.0597 0.1339 1.0000
16.500 1.6846 0.07860 0.07212 -0.0603 0.1311 1.0000
16.750 1.6764 0.08293 0.07657 -0.0611 0.1283 1.0000
17.000 1.6668 0.08752 0.08125 -0.0621 0.1257 1.0000
17.250 1.6562 0.09227 0.08608 -0.0632 0.1233 1.0000
17.500 1.6455 0.09704 0.09090 -0.0643 0.1210 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)