GOE 16K AIRFOIL (goe16k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 16K AIRFOIL (goe16k-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 23.74 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe16k-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe16k-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 16K 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3329 0.12345 0.11758 -0.1075 0.9204 0.0611
-13.000 -0.6346 0.07506 0.06874 -0.1262 0.9130 0.0578
-12.750 -0.6763 0.07033 0.06374 -0.1241 0.9101 0.0579
-12.500 -0.6911 0.06778 0.06107 -0.1219 0.9083 0.0586
-12.250 -0.7031 0.06542 0.05858 -0.1194 0.9069 0.0591
-12.000 -0.7560 0.06307 0.05591 -0.1094 0.9030 0.0584
-11.750 -0.7556 0.06267 0.05562 -0.1058 0.9006 0.0596
-11.500 -0.7768 0.06101 0.05379 -0.0997 0.8979 0.0599
-11.250 -0.7806 0.06012 0.05284 -0.0957 0.8956 0.0610
-11.000 -0.7920 0.05860 0.05112 -0.0906 0.8937 0.0618
-10.750 -0.7994 0.05735 0.04968 -0.0858 0.8922 0.0628
-10.500 -0.8176 0.05640 0.04856 -0.0785 0.8901 0.0637
-10.250 -0.8452 0.05584 0.04786 -0.0690 0.8866 0.0643
-10.000 -0.8616 0.05463 0.04643 -0.0616 0.8834 0.0645
-9.750 -0.8766 0.05386 0.04541 -0.0542 0.8809 0.0658
-9.500 -0.8865 0.05268 0.04392 -0.0477 0.8790 0.0667
-9.250 -0.8923 0.05166 0.04252 -0.0417 0.8774 0.0677
-9.000 -0.8757 0.05037 0.04117 -0.0406 0.8763 0.0690
-8.750 -0.8724 0.04955 0.04033 -0.0365 0.8738 0.0704
-8.500 -0.8783 0.04896 0.03965 -0.0306 0.8709 0.0712
-8.250 -0.8768 0.04827 0.03883 -0.0260 0.8686 0.0728
-8.000 -0.8692 0.04751 0.03789 -0.0225 0.8662 0.0741
-7.750 -0.8563 0.04665 0.03681 -0.0201 0.8642 0.0758
-7.500 -0.8399 0.04582 0.03571 -0.0181 0.8625 0.0774
-7.250 -0.8196 0.04498 0.03461 -0.0170 0.8613 0.0787
-7.000 -0.7900 0.04398 0.03359 -0.0182 0.8604 0.0807
-6.750 -0.7618 0.04334 0.03292 -0.0189 0.8594 0.0831
-6.500 -0.7661 0.04288 0.03240 -0.0131 0.8547 0.0839
-6.250 -0.7482 0.04228 0.03173 -0.0116 0.8522 0.0858
-6.000 -0.7230 0.04169 0.03101 -0.0117 0.8499 0.0873
-5.750 -0.6964 0.04119 0.03037 -0.0119 0.8480 0.0894
-5.500 -0.6673 0.04071 0.02976 -0.0126 0.8464 0.0914
-5.250 -0.6388 0.04012 0.02924 -0.0134 0.8449 0.0949
-5.000 -0.6092 0.03973 0.02880 -0.0142 0.8437 0.0972
-4.750 -0.5928 0.03948 0.02848 -0.0123 0.8409 0.0994
-4.500 -0.5873 0.03922 0.02817 -0.0084 0.8364 0.1018
-4.250 -0.5685 0.03895 0.02784 -0.0071 0.8335 0.1053
-4.000 -0.5454 0.03865 0.02757 -0.0066 0.8310 0.1096
-3.750 -0.5187 0.03842 0.02730 -0.0067 0.8291 0.1141
-3.500 -0.4900 0.03816 0.02709 -0.0073 0.8276 0.1241
-3.250 -0.4596 0.03796 0.02696 -0.0083 0.8265 0.1376
-3.000 -0.4545 0.03789 0.02695 -0.0045 0.8215 0.1509
-2.750 -0.4354 0.03773 0.02692 -0.0034 0.8178 0.1788
-2.500 -0.4088 0.03761 0.02695 -0.0038 0.8151 0.2156
-2.250 -0.3795 0.03754 0.02704 -0.0046 0.8131 0.2531
-2.000 -0.3496 0.03757 0.02716 -0.0056 0.8115 0.2879
-1.750 -0.3170 0.03764 0.02732 -0.0071 0.8102 0.3195
-1.500 -0.2968 0.03782 0.02756 -0.0063 0.8068 0.3458
-1.250 -0.2791 0.03799 0.02785 -0.0053 0.8020 0.3744
-1.000 -0.2416 0.03813 0.02818 -0.0082 0.7995 0.4204
-0.750 0.0171 0.04198 0.03406 -0.0563 0.8106 0.8937
-0.500 0.0285 0.04280 0.03481 -0.0534 0.8063 0.9256
-0.250 0.0469 0.04406 0.03597 -0.0520 0.8013 0.9506
0.000 0.0897 0.04530 0.03711 -0.0557 0.7993 0.9672
0.250 0.1398 0.04622 0.03793 -0.0611 0.7979 0.9790
0.500 0.1914 0.04685 0.03848 -0.0670 0.7967 0.9886
0.750 0.2566 0.04737 0.03892 -0.0758 0.7962 1.0000
1.000 0.2817 0.04739 0.03886 -0.0758 0.7943 1.0000
1.250 0.3096 0.04736 0.03877 -0.0762 0.7928 1.0000
1.500 0.2993 0.04823 0.03964 -0.0702 0.7837 1.0000
1.750 0.3221 0.04827 0.03964 -0.0698 0.7805 1.0000
2.000 0.3502 0.04815 0.03946 -0.0701 0.7782 1.0000
2.500 0.3772 0.04853 0.03979 -0.0659 0.7657 1.0000
2.750 0.4054 0.04831 0.03955 -0.0662 0.7628 1.0000
3.000 0.4310 0.04815 0.03937 -0.0660 0.7592 1.0000
3.250 0.4372 0.04847 0.03969 -0.0626 0.7499 1.0000
3.500 0.4661 0.04816 0.03937 -0.0630 0.7469 1.0000
4.000 0.4945 0.04862 0.03984 -0.0590 0.7340 1.0000
4.250 0.5232 0.04830 0.03954 -0.0593 0.7311 1.0000
4.750 0.5508 0.04887 0.04017 -0.0553 0.7179 1.0000
5.000 0.5803 0.04849 0.03981 -0.0556 0.7151 1.0000
5.250 0.5838 0.04919 0.04056 -0.0521 0.7049 1.0000
5.500 0.6105 0.04886 0.04027 -0.0520 0.7009 1.0000
6.000 0.6450 0.04899 0.04051 -0.0489 0.6864 1.0000
6.250 0.6731 0.04845 0.04002 -0.0487 0.6818 1.0000
6.500 0.6830 0.04884 0.04048 -0.0462 0.6712 1.0000
7.000 0.7320 0.04739 0.03914 -0.0441 0.6530 1.0000
7.250 0.7469 0.04718 0.03899 -0.0418 0.6391 1.0000
8.250 0.8255 0.04593 0.03799 -0.0355 0.5872 1.0000
8.500 0.8457 0.04571 0.03781 -0.0340 0.5701 1.0000
8.750 0.8705 0.04504 0.03716 -0.0330 0.5489 1.0000
9.000 0.8930 0.04469 0.03681 -0.0318 0.5250 1.0000
9.250 0.9288 0.04321 0.03518 -0.0319 0.4896 1.0000
9.500 0.9627 0.04199 0.03369 -0.0320 0.4530 1.0000
9.750 0.9846 0.04179 0.03327 -0.0308 0.4215 1.0000
10.000 1.0001 0.04212 0.03344 -0.0290 0.3922 1.0000
10.250 1.0095 0.04290 0.03413 -0.0267 0.3629 1.0000
10.500 1.0180 0.04378 0.03494 -0.0242 0.3358 1.0000
10.750 1.0238 0.04488 0.03592 -0.0215 0.3049 1.0000
11.000 1.0283 0.04608 0.03699 -0.0188 0.2741 1.0000
11.250 1.0330 0.04731 0.03806 -0.0162 0.2483 1.0000
11.500 1.0382 0.04855 0.03919 -0.0137 0.2267 1.0000
11.750 1.0437 0.04981 0.04035 -0.0113 0.2080 1.0000
12.000 1.0513 0.05096 0.04146 -0.0092 0.1945 1.0000
12.250 1.0578 0.05219 0.04267 -0.0071 0.1818 1.0000
12.500 1.0642 0.05347 0.04391 -0.0050 0.1710 1.0000
12.750 1.0717 0.05471 0.04517 -0.0031 0.1597 1.0000
13.000 1.0785 0.05600 0.04645 -0.0013 0.1509 1.0000
13.250 1.0844 0.05739 0.04787 0.0006 0.1415 1.0000
13.500 1.0915 0.05870 0.04921 0.0024 0.1340 1.0000
13.750 1.0963 0.06022 0.05075 0.0042 0.1259 1.0000
14.000 1.1035 0.06158 0.05215 0.0058 0.1202 1.0000
14.250 1.1090 0.06310 0.05377 0.0074 0.1129 1.0000
14.500 1.1134 0.06473 0.05539 0.0091 0.1077 1.0000
14.750 1.1202 0.06621 0.05700 0.0106 0.1019 1.0000
15.000 1.1221 0.06812 0.05891 0.0122 0.0967 1.0000
15.250 1.1273 0.06980 0.06073 0.0136 0.0909 1.0000
15.500 1.1312 0.07158 0.06258 0.0149 0.0869 1.0000
15.750 1.1328 0.07365 0.06469 0.0163 0.0824 1.0000
16.000 1.1357 0.07564 0.06681 0.0175 0.0775 1.0000
16.250 1.1348 0.07804 0.06923 0.0187 0.0737 1.0000
16.500 1.1383 0.08003 0.07135 0.0199 0.0704 1.0000
16.750 1.1378 0.08251 0.07393 0.0209 0.0662 1.0000
17.000 1.1356 0.08515 0.07657 0.0218 0.0636 1.0000
17.250 1.1376 0.08745 0.07908 0.0227 0.0606 1.0000
17.500 1.1349 0.09032 0.08205 0.0233 0.0573 1.0000
17.750 1.1313 0.09331 0.08506 0.0239 0.0552 1.0000
18.000 1.1309 0.09600 0.08793 0.0244 0.0529 1.0000
18.250 1.1294 0.09885 0.09092 0.0248 0.0509 1.0000
18.500 1.1252 0.10206 0.09422 0.0249 0.0490 1.0000
18.750 1.1192 0.10561 0.09780 0.0248 0.0471 1.0000
19.000 1.1153 0.10896 0.10136 0.0246 0.0455 1.0000
19.250 1.1122 0.11223 0.10479 0.0245 0.0445 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 16K AIRFOIL (goe16k-il)