Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)