GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 63.34 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe63-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe63-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2444 0.12040 0.11529 -0.0261 1.0000 0.0384
-9.500 -0.2400 0.11863 0.11357 -0.0280 1.0000 0.0387
-9.250 -0.2390 0.11756 0.11258 -0.0302 1.0000 0.0389
-9.000 -0.2267 0.11283 0.10790 -0.0295 1.0000 0.0393
-8.750 -0.2188 0.10973 0.10486 -0.0294 1.0000 0.0398
-8.500 -0.2137 0.10733 0.10253 -0.0296 1.0000 0.0404
-8.250 -0.2123 0.10541 0.10070 -0.0292 1.0000 0.0408
-8.000 -0.1947 0.10208 0.09739 -0.0331 0.9842 0.0416
-7.750 -0.1757 0.09873 0.09403 -0.0375 0.9644 0.0425
-7.500 -0.1571 0.09554 0.09083 -0.0420 0.9444 0.0435
-7.250 -0.1391 0.09276 0.08802 -0.0472 0.9243 0.0444
-7.000 -0.1175 0.09061 0.08581 -0.0557 0.9045 0.0449
-6.750 -0.0996 0.08699 0.08215 -0.0585 0.8909 0.0453
-6.500 -0.0857 0.08334 0.07847 -0.0580 0.8786 0.0461
-6.250 -0.0699 0.08047 0.07556 -0.0597 0.8659 0.0470
-6.000 -0.0524 0.07776 0.07279 -0.0623 0.8547 0.0480
-5.750 -0.0334 0.07509 0.07006 -0.0655 0.8443 0.0491
-5.500 -0.0118 0.07250 0.06740 -0.0694 0.8341 0.0504
-5.250 0.0207 0.07025 0.06498 -0.0774 0.8252 0.0518
-5.000 0.0563 0.06783 0.06242 -0.0856 0.8156 0.0523
-4.750 0.0672 0.06431 0.05892 -0.0838 0.8088 0.0528
-4.500 0.0843 0.06158 0.05618 -0.0841 0.8012 0.0540
-4.250 0.1083 0.05913 0.05366 -0.0865 0.7940 0.0561
-4.000 0.1447 0.05693 0.05130 -0.0925 0.7874 0.0594
-3.500 0.2068 0.05171 0.04583 -0.1001 0.7744 0.0613
-3.250 0.2292 0.04929 0.04339 -0.1011 0.7681 0.0627
-3.000 0.2576 0.04715 0.04118 -0.1034 0.7616 0.0648
-2.750 0.3034 0.04577 0.03946 -0.1090 0.7563 0.0695
-2.500 0.3365 0.04340 0.03693 -0.1119 0.7501 0.0706
-2.250 0.3574 0.04093 0.03451 -0.1122 0.7432 0.0724
-2.000 0.3861 0.03920 0.03265 -0.1135 0.7367 0.0768
-1.750 0.4262 0.03775 0.03090 -0.1168 0.7276 0.0823
-1.500 0.4514 0.03566 0.02874 -0.1173 0.7199 0.0845
-1.250 0.4815 0.03417 0.02715 -0.1185 0.7096 0.0889
-1.000 0.5181 0.03290 0.02551 -0.1204 0.7023 0.0949
-0.750 0.5456 0.03123 0.02384 -0.1212 0.6939 0.0979
-0.250 0.6090 0.02880 0.02106 -0.1232 0.6807 0.1103
0.000 0.6399 0.02769 0.01980 -0.1239 0.6735 0.1136
0.250 0.6819 0.02563 0.01701 -0.1241 0.6680 0.0591
0.500 0.7118 0.02462 0.01588 -0.1245 0.6598 0.0573
0.750 0.7426 0.02365 0.01466 -0.1247 0.6529 0.0553
1.000 0.7729 0.02284 0.01361 -0.1247 0.6449 0.0538
1.250 0.8025 0.02214 0.01267 -0.1245 0.6371 0.0531
1.500 0.8311 0.02157 0.01197 -0.1244 0.6289 0.0534
1.750 0.8590 0.02116 0.01150 -0.1242 0.6199 0.0557
2.000 0.8868 0.02077 0.01101 -0.1238 0.6108 0.0577
2.250 0.9142 0.02035 0.01049 -0.1233 0.6014 0.0585
2.500 0.9414 0.02002 0.01012 -0.1229 0.5907 0.0594
2.750 0.9682 0.01968 0.00970 -0.1224 0.5806 0.0607
3.000 0.9941 0.01947 0.00953 -0.1218 0.5678 0.0642
3.250 1.0202 0.01936 0.00937 -0.1212 0.5545 0.0694
3.500 1.0464 0.01923 0.00922 -0.1206 0.5401 0.0736
3.750 1.0724 0.01919 0.00910 -0.1201 0.5241 0.0805
4.000 1.0983 0.01917 0.00904 -0.1195 0.5064 0.0969
4.250 1.1178 0.01783 0.00908 -0.1178 0.4887 1.0000
4.500 1.1426 0.01809 0.00906 -0.1170 0.4691 1.0000
4.750 1.1667 0.01842 0.00916 -0.1162 0.4496 1.0000
5.000 1.1905 0.01880 0.00939 -0.1154 0.4304 1.0000
5.250 1.2139 0.01924 0.00966 -0.1146 0.4128 1.0000
5.500 1.2369 0.01973 0.01000 -0.1138 0.3966 1.0000
5.750 1.2595 0.02025 0.01040 -0.1129 0.3823 1.0000
6.000 1.2819 0.02080 0.01083 -0.1121 0.3688 1.0000
6.250 1.3043 0.02135 0.01132 -0.1113 0.3564 1.0000
6.500 1.3264 0.02194 0.01183 -0.1104 0.3454 1.0000
6.750 1.3478 0.02255 0.01238 -0.1095 0.3348 1.0000
7.000 1.3695 0.02314 0.01297 -0.1086 0.3244 1.0000
7.250 1.3903 0.02379 0.01355 -0.1076 0.3152 1.0000
7.500 1.4112 0.02440 0.01422 -0.1067 0.3052 1.0000
7.750 1.4313 0.02507 0.01487 -0.1056 0.2965 1.0000
8.000 1.4510 0.02572 0.01556 -0.1045 0.2871 1.0000
8.250 1.4700 0.02641 0.01628 -0.1034 0.2783 1.0000
8.500 1.4881 0.02712 0.01704 -0.1021 0.2695 1.0000
8.750 1.5058 0.02785 0.01782 -0.1008 0.2610 1.0000
9.000 1.5222 0.02862 0.01863 -0.0993 0.2529 1.0000
9.250 1.5382 0.02942 0.01949 -0.0978 0.2448 1.0000
9.500 1.5521 0.03026 0.02040 -0.0961 0.2371 1.0000
9.750 1.5655 0.03114 0.02135 -0.0943 0.2296 1.0000
10.000 1.5757 0.03207 0.02234 -0.0920 0.2227 1.0000
10.250 1.5858 0.03309 0.02340 -0.0899 0.2167 1.0000
10.500 1.5963 0.03416 0.02460 -0.0879 0.2104 1.0000
10.750 1.6051 0.03535 0.02580 -0.0859 0.2053 1.0000
11.000 1.6150 0.03659 0.02715 -0.0842 0.1997 1.0000
11.250 1.6236 0.03791 0.02858 -0.0824 0.1943 1.0000
11.500 1.6311 0.03934 0.03000 -0.0807 0.1899 1.0000
11.750 1.6396 0.04082 0.03166 -0.0792 0.1851 1.0000
12.000 1.6468 0.04241 0.03337 -0.0778 0.1804 1.0000
12.250 1.6533 0.04405 0.03505 -0.0764 0.1765 1.0000
12.500 1.6593 0.04582 0.03691 -0.0751 0.1723 1.0000
12.750 1.6635 0.04779 0.03906 -0.0739 0.1676 1.0000
13.000 1.6663 0.04984 0.04121 -0.0728 0.1632 1.0000
13.250 1.6690 0.05195 0.04335 -0.0717 0.1591 1.0000
13.500 1.6696 0.05444 0.04606 -0.0709 0.1546 1.0000
13.750 1.6697 0.05696 0.04872 -0.0701 0.1505 1.0000
14.000 1.6702 0.05941 0.05120 -0.0694 0.1469 1.0000
14.250 1.6691 0.06222 0.05420 -0.0689 0.1434 1.0000
14.500 1.6663 0.06532 0.05751 -0.0685 0.1398 1.0000
14.750 1.6633 0.06842 0.06077 -0.0683 0.1365 1.0000
15.000 1.6611 0.07142 0.06385 -0.0680 0.1336 1.0000
15.250 1.6578 0.07474 0.06729 -0.0680 0.1308 1.0000
15.500 1.6501 0.07887 0.07168 -0.0684 0.1276 1.0000
15.750 1.6419 0.08313 0.07614 -0.0691 0.1244 1.0000
16.000 1.6344 0.08736 0.08049 -0.0699 0.1214 1.0000
16.250 1.6298 0.09114 0.08432 -0.0706 0.1185 1.0000
16.500 1.6159 0.09682 0.09029 -0.0723 0.1159 1.0000
16.750 1.6016 0.10270 0.09641 -0.0743 0.1131 1.0000
17.000 1.5876 0.10869 0.10257 -0.0765 0.1102 1.0000
17.250 1.5778 0.11395 0.10791 -0.0787 0.1070 1.0000
17.500 1.5608 0.12085 0.11499 -0.0818 0.1042 1.0000
17.750 1.5365 0.12950 0.12389 -0.0861 0.1017 1.0000
18.000 1.5119 0.13849 0.13307 -0.0908 0.0991 1.0000
18.250 1.4988 0.14518 0.13985 -0.0946 0.0957 1.0000
18.500 1.4817 0.15296 0.14774 -0.0991 0.0926 1.0000
18.750 1.4349 0.16820 0.16320 -0.1084 0.0911 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)