GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 86.53 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe63-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe63-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2145 0.10455 0.10116 -0.0286 1.0000 0.0319
-8.250 -0.2136 0.10294 0.09964 -0.0290 1.0000 0.0324
-8.000 -0.2092 0.10211 0.09889 -0.0338 0.9913 0.0328
-7.750 -0.1830 0.09831 0.09508 -0.0435 0.9749 0.0330
-7.500 -0.1611 0.09296 0.08973 -0.0437 0.9674 0.0333
-7.250 -0.1384 0.08897 0.08572 -0.0474 0.9534 0.0337
-7.000 -0.1174 0.08558 0.08229 -0.0513 0.9360 0.0343
-6.750 -0.0995 0.08257 0.07924 -0.0546 0.9174 0.0350
-6.500 -0.0836 0.07983 0.07644 -0.0574 0.8999 0.0357
-6.250 -0.0674 0.07719 0.07372 -0.0603 0.8845 0.0365
-6.000 -0.0460 0.07472 0.07115 -0.0653 0.8711 0.0375
-5.750 -0.0079 0.07236 0.06862 -0.0780 0.8581 0.0381
-5.500 0.0004 0.06892 0.06518 -0.0753 0.8482 0.0384
-5.250 0.0151 0.06609 0.06229 -0.0753 0.8395 0.0389
-5.000 0.0351 0.06347 0.05963 -0.0774 0.8300 0.0395
-4.750 0.0581 0.06093 0.05700 -0.0802 0.8225 0.0404
-4.500 0.0846 0.05835 0.05436 -0.0839 0.8144 0.0416
-4.250 0.1203 0.05588 0.05175 -0.0899 0.8071 0.0434
-4.000 0.1687 0.05317 0.04879 -0.0991 0.8004 0.0443
-3.750 0.1836 0.05025 0.04590 -0.0985 0.7935 0.0448
-3.500 0.2051 0.04792 0.04351 -0.0993 0.7874 0.0457
-3.250 0.2327 0.04578 0.04132 -0.1016 0.7796 0.0476
-3.000 0.2892 0.04463 0.03974 -0.1091 0.7721 0.0512
-2.750 0.3147 0.04146 0.03651 -0.1108 0.7654 0.0518
-2.500 0.3358 0.03901 0.03409 -0.1112 0.7578 0.0527
-2.250 0.3623 0.03713 0.03209 -0.1122 0.7517 0.0541
-2.000 0.3939 0.03538 0.03026 -0.1141 0.7434 0.0567
-1.750 0.4388 0.03394 0.02838 -0.1174 0.7366 0.0606
-1.500 0.4628 0.03173 0.02621 -0.1182 0.7305 0.0619
-1.250 0.4915 0.03022 0.02465 -0.1192 0.7240 0.0646
-1.000 0.5310 0.02930 0.02331 -0.1209 0.7186 0.0712
-0.750 0.5567 0.02742 0.02150 -0.1218 0.7122 0.0736
-0.500 0.5939 0.02822 0.02185 -0.1221 0.7055 0.0819
-0.250 0.6211 0.02514 0.01881 -0.1235 0.7004 0.0842
0.000 0.6499 0.02401 0.01768 -0.1242 0.6933 0.0888
0.250 0.6821 0.02306 0.01649 -0.1248 0.6866 0.0974
0.500 0.7133 0.02263 0.01580 -0.1251 0.6803 0.1093
0.750 0.7415 0.02127 0.01452 -0.1258 0.6727 0.1163
1.000 0.7713 0.02051 0.01359 -0.1261 0.6663 0.1321
1.250 0.7997 0.01967 0.01274 -0.1266 0.6577 0.1603
1.500 0.8278 0.01895 0.01194 -0.1269 0.6501 0.2053
2.000 0.8949 0.01770 0.00994 -0.1252 0.6338 0.0919
2.250 0.9246 0.01688 0.00896 -0.1248 0.6243 0.0761
2.500 0.9536 0.01642 0.00826 -0.1242 0.6151 0.0713
2.750 0.9811 0.01596 0.00787 -0.1240 0.6032 0.0746
3.000 1.0088 0.01560 0.00747 -0.1236 0.5913 0.0759
3.250 1.0364 0.01528 0.00710 -0.1231 0.5787 0.0774
3.500 1.0637 0.01503 0.00685 -0.1227 0.5639 0.0806
3.750 1.0908 0.01479 0.00665 -0.1224 0.5474 0.0891
4.000 1.1177 0.01464 0.00648 -0.1221 0.5281 0.1033
4.250 1.1367 0.01321 0.00633 -0.1199 0.5085 1.0000
4.500 1.1621 0.01343 0.00633 -0.1193 0.4849 1.0000
4.750 1.1871 0.01374 0.00644 -0.1187 0.4612 1.0000
5.000 1.2116 0.01412 0.00664 -0.1181 0.4388 1.0000
5.250 1.2358 0.01456 0.00692 -0.1174 0.4195 1.0000
5.500 1.2599 0.01504 0.00724 -0.1168 0.4026 1.0000
5.750 1.2841 0.01551 0.00760 -0.1163 0.3878 1.0000
6.000 1.3082 0.01600 0.00801 -0.1157 0.3745 1.0000
6.250 1.3320 0.01651 0.00843 -0.1151 0.3625 1.0000
6.750 1.3791 0.01753 0.00934 -0.1139 0.3404 1.0000
7.000 1.4022 0.01807 0.00985 -0.1132 0.3301 1.0000
7.250 1.4248 0.01864 0.01035 -0.1125 0.3198 1.0000
7.500 1.4475 0.01912 0.01087 -0.1118 0.3094 1.0000
7.750 1.4693 0.01974 0.01144 -0.1109 0.3000 1.0000
8.000 1.4910 0.02023 0.01197 -0.1101 0.2899 1.0000
8.250 1.5120 0.02082 0.01257 -0.1091 0.2802 1.0000
8.500 1.5321 0.02142 0.01313 -0.1081 0.2705 1.0000
8.750 1.5520 0.02195 0.01376 -0.1070 0.2602 1.0000
9.000 1.5705 0.02264 0.01440 -0.1057 0.2512 1.0000
9.250 1.5888 0.02323 0.01506 -0.1044 0.2418 1.0000
9.500 1.6060 0.02396 0.01580 -0.1029 0.2334 1.0000
9.750 1.6221 0.02467 0.01653 -0.1013 0.2251 1.0000
10.000 1.6371 0.02543 0.01734 -0.0996 0.2170 1.0000
10.250 1.6497 0.02621 0.01810 -0.0976 0.2093 1.0000
10.500 1.6605 0.02702 0.01898 -0.0952 0.2019 1.0000
10.750 1.6696 0.02790 0.01988 -0.0927 0.1953 1.0000
11.000 1.6797 0.02892 0.02095 -0.0906 0.1893 1.0000
11.250 1.6894 0.02992 0.02204 -0.0885 0.1835 1.0000
11.500 1.6986 0.03117 0.02320 -0.0866 0.1782 1.0000
11.750 1.7081 0.03228 0.02449 -0.0848 0.1733 1.0000
12.000 1.7170 0.03352 0.02583 -0.0831 0.1686 1.0000
12.250 1.7258 0.03492 0.02716 -0.0815 0.1641 1.0000
12.500 1.7334 0.03633 0.02875 -0.0800 0.1598 1.0000
12.750 1.7403 0.03783 0.03038 -0.0787 0.1554 1.0000
13.000 1.7469 0.03944 0.03199 -0.0774 0.1514 1.0000
13.250 1.7541 0.04109 0.03374 -0.0761 0.1478 1.0000
13.500 1.7597 0.04287 0.03570 -0.0750 0.1441 1.0000
13.750 1.7640 0.04478 0.03772 -0.0741 0.1403 1.0000
14.000 1.7678 0.04676 0.03966 -0.0730 0.1363 1.0000
14.250 1.7702 0.04899 0.04212 -0.0722 0.1328 1.0000
14.500 1.7721 0.05131 0.04462 -0.0716 0.1290 1.0000
14.750 1.7718 0.05388 0.04726 -0.0711 0.1251 1.0000
15.000 1.7711 0.05656 0.05003 -0.0706 0.1213 1.0000
15.250 1.7694 0.05955 0.05325 -0.0705 0.1166 1.0000
15.500 1.7652 0.06289 0.05667 -0.0706 0.1121 1.0000
15.750 1.7616 0.06631 0.06024 -0.0707 0.1074 1.0000
16.000 1.7568 0.07010 0.06420 -0.0712 0.1015 1.0000
16.250 1.7491 0.07437 0.06858 -0.0719 0.0955 1.0000
16.500 1.7386 0.07921 0.07354 -0.0729 0.0881 1.0000
16.750 1.7269 0.08437 0.07881 -0.0740 0.0787 1.0000
17.000 1.7104 0.09036 0.08487 -0.0755 0.0691 1.0000
17.250 1.6905 0.09704 0.09161 -0.0774 0.0602 1.0000
17.500 1.6688 0.10418 0.09880 -0.0797 0.0535 1.0000
17.750 1.6463 0.11165 0.10634 -0.0824 0.0492 1.0000
18.000 1.6249 0.11913 0.11392 -0.0853 0.0458 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)