GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 60.97 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe63-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe63-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 63 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2312 0.11025 0.10564 -0.0296 1.0000 0.0511
-8.000 -0.2540 0.11114 0.10672 -0.0250 1.0000 0.0511
-7.750 -0.2857 0.11258 0.10831 -0.0180 1.0000 0.0510
-7.250 -0.2461 0.10447 0.10022 -0.0281 0.9872 0.0519
-7.000 -0.2196 0.09930 0.09503 -0.0313 0.9828 0.0530
-6.750 -0.1933 0.09530 0.09101 -0.0366 0.9741 0.0547
-6.500 -0.1640 0.09157 0.08726 -0.0435 0.9664 0.0569
-6.250 -0.1239 0.08872 0.08433 -0.0561 0.9574 0.0594
-6.000 -0.0777 0.08654 0.08203 -0.0720 0.9462 0.0602
-5.750 -0.0609 0.08055 0.07608 -0.0699 0.9427 0.0611
-5.500 -0.0374 0.07673 0.07226 -0.0722 0.9360 0.0625
-5.250 -0.0091 0.07346 0.06896 -0.0768 0.9283 0.0645
-5.000 0.0276 0.07019 0.06561 -0.0838 0.9223 0.0674
-4.750 0.0959 0.05220 0.04782 -0.0893 0.8904 0.0721
-4.500 0.1049 0.05003 0.04566 -0.0886 0.8806 0.0739
-4.250 0.1303 0.04695 0.04253 -0.0920 0.8753 0.0772
-4.000 0.1810 0.04698 0.04218 -0.1048 0.8659 0.0820
-3.750 0.1910 0.04236 0.03769 -0.1033 0.8607 0.0829
-3.500 0.2089 0.03879 0.03415 -0.1029 0.8565 0.0849
-3.250 0.2243 0.03724 0.03258 -0.1035 0.8478 0.0877
-3.000 0.2779 0.03588 0.03083 -0.1125 0.8418 0.0950
-2.750 0.2903 0.03247 0.02752 -0.1114 0.8354 0.0967
-2.500 0.3108 0.03025 0.02529 -0.1116 0.8264 0.1005
-2.250 0.3510 0.02817 0.02294 -0.1157 0.8186 0.1096
-2.000 0.3695 0.02607 0.02086 -0.1152 0.8089 0.1147
-1.750 0.4037 0.02403 0.01863 -0.1176 0.8023 0.1255
-1.500 0.4345 0.02335 0.01774 -0.1197 0.7932 0.1385
-1.250 0.4579 0.02097 0.01540 -0.1196 0.7877 0.1468
-1.000 0.4832 0.01999 0.01436 -0.1206 0.7788 0.1612
-0.750 0.5146 0.01868 0.01286 -0.1220 0.7719 0.1880
-0.500 0.5377 0.01745 0.01165 -0.1220 0.7640 0.2097
1.250 0.7937 0.02662 0.01909 -0.1344 0.7220 0.2319
1.500 0.8302 0.02608 0.01798 -0.1333 0.7138 0.1498
1.750 0.8599 0.02537 0.01704 -0.1325 0.7035 0.1292
2.000 0.8885 0.02519 0.01658 -0.1314 0.6930 0.1219
2.250 0.9176 0.02421 0.01551 -0.1306 0.6838 0.1184
2.500 0.9438 0.02376 0.01501 -0.1296 0.6711 0.1152
2.750 0.9712 0.02326 0.01443 -0.1286 0.6596 0.1145
3.000 0.9991 0.02264 0.01369 -0.1274 0.6490 0.1185
3.250 1.0242 0.02224 0.01326 -0.1261 0.6344 0.1254
3.500 1.0504 0.02189 0.01287 -0.1251 0.6196 0.1337
3.750 1.0773 0.02155 0.01247 -0.1241 0.6044 0.1541
4.000 1.0985 0.01998 0.01215 -0.1220 0.5897 1.0000
4.250 1.1248 0.01999 0.01180 -0.1208 0.5732 1.0000
4.500 1.1505 0.02003 0.01167 -0.1199 0.5558 1.0000
4.750 1.1759 0.02010 0.01160 -0.1190 0.5382 1.0000
5.000 1.2012 0.02022 0.01158 -0.1182 0.5207 1.0000
5.250 1.2263 0.02039 0.01164 -0.1173 0.5035 1.0000
5.500 1.2511 0.02063 0.01175 -0.1165 0.4867 1.0000
5.750 1.2756 0.02094 0.01193 -0.1158 0.4704 1.0000
6.000 1.2998 0.02132 0.01221 -0.1150 0.4546 1.0000
6.250 1.3236 0.02178 0.01258 -0.1142 0.4393 1.0000
6.500 1.3473 0.02230 0.01300 -0.1134 0.4247 1.0000
6.750 1.3708 0.02288 0.01349 -0.1127 0.4107 1.0000
7.000 1.3942 0.02351 0.01402 -0.1119 0.3972 1.0000
7.250 1.4182 0.02418 0.01453 -0.1113 0.3842 1.0000
7.500 1.4398 0.02491 0.01528 -0.1104 0.3705 1.0000
7.750 1.4614 0.02572 0.01609 -0.1095 0.3574 1.0000
8.000 1.4833 0.02658 0.01694 -0.1087 0.3451 1.0000
8.250 1.5065 0.02746 0.01769 -0.1081 0.3334 1.0000
8.500 1.5268 0.02832 0.01858 -0.1071 0.3211 1.0000
8.750 1.5461 0.02931 0.01967 -0.1059 0.3095 1.0000
9.000 1.5683 0.03031 0.02059 -0.1052 0.2993 1.0000
9.250 1.5873 0.03126 0.02162 -0.1041 0.2889 1.0000
9.500 1.6056 0.03236 0.02282 -0.1029 0.2794 1.0000
9.750 1.6277 0.03327 0.02366 -0.1022 0.2706 1.0000
10.000 1.6419 0.03446 0.02508 -0.1005 0.2619 1.0000
10.250 1.6649 0.03540 0.02592 -0.1000 0.2545 1.0000
10.500 1.6781 0.03677 0.02756 -0.0982 0.2475 1.0000
10.750 1.6970 0.03782 0.02868 -0.0972 0.2410 1.0000
11.000 1.7154 0.03916 0.03008 -0.0962 0.2351 1.0000
11.250 1.7257 0.04052 0.03170 -0.0941 0.2290 1.0000
11.500 1.7508 0.04135 0.03238 -0.0940 0.2231 1.0000
11.750 1.7552 0.04301 0.03438 -0.0913 0.2179 1.0000
12.000 1.7643 0.04418 0.03573 -0.0891 0.2123 1.0000
12.250 1.7862 0.04496 0.03638 -0.0886 0.2063 1.0000
12.500 1.7805 0.04669 0.03848 -0.0848 0.2017 1.0000
12.750 1.7868 0.04773 0.03961 -0.0824 0.1967 1.0000
13.000 1.8055 0.04864 0.04045 -0.0816 0.1914 1.0000
13.250 1.7911 0.05071 0.04286 -0.0770 0.1882 1.0000
13.500 1.7853 0.05258 0.04495 -0.0740 0.1845 1.0000
13.750 1.8098 0.05290 0.04512 -0.0737 0.1791 1.0000
14.000 1.8018 0.05529 0.04777 -0.0709 0.1760 1.0000
14.250 1.7838 0.05836 0.05117 -0.0680 0.1733 1.0000
14.500 1.7734 0.06103 0.05405 -0.0661 0.1698 1.0000
14.750 1.8022 0.06045 0.05323 -0.0657 0.1632 1.0000
15.000 1.7764 0.06463 0.05779 -0.0637 0.1611 1.0000
15.250 1.7531 0.06905 0.06253 -0.0625 0.1585 1.0000
15.500 1.7398 0.07253 0.06619 -0.0619 0.1549 1.0000
15.750 1.7591 0.07225 0.06575 -0.0611 0.1484 1.0000
16.000 1.7294 0.07809 0.07195 -0.0611 0.1465 1.0000
16.250 1.6997 0.08441 0.07858 -0.0619 0.1446 1.0000
16.500 1.6703 0.09118 0.08560 -0.0633 0.1427 1.0000
16.750 1.6092 0.10396 0.09873 -0.0676 0.1437 1.0000
17.000 1.6027 0.10787 0.10274 -0.0689 0.1396 1.0000
17.250 1.5687 0.11726 0.11230 -0.0730 0.1380 1.0000
17.500 1.5313 0.12806 0.12323 -0.0783 0.1365 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)