GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.44 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe63-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe63-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2459 0.12295 0.11592 -0.0257 1.0000 0.0892
-9.250 -0.2412 0.12096 0.11399 -0.0268 1.0000 0.0916
-9.000 -0.2408 0.12020 0.11334 -0.0283 1.0000 0.0935
-8.750 -0.2467 0.12071 0.11399 -0.0296 1.0000 0.0943
-8.500 -0.2579 0.12159 0.11505 -0.0298 1.0000 0.0946
-8.250 -0.2322 0.11295 0.10641 -0.0286 1.0000 0.0967
-8.000 -0.2283 0.11013 0.10369 -0.0275 1.0000 0.0986
-7.750 -0.2331 0.10872 0.10243 -0.0256 1.0000 0.1002
-7.500 -0.2471 0.10837 0.10224 -0.0223 1.0000 0.1011
-7.250 -0.2668 0.10863 0.10265 -0.0182 1.0000 0.1017
-7.000 -0.2836 0.10860 0.10275 -0.0150 1.0000 0.1024
-6.750 -0.2976 0.10830 0.10255 -0.0127 1.0000 0.1034
-6.500 -0.3088 0.10781 0.10215 -0.0114 1.0000 0.1046
-6.250 -0.3173 0.10736 0.10178 -0.0112 1.0000 0.1060
-6.000 -0.3222 0.10747 0.10193 -0.0134 1.0000 0.1073
-5.750 -0.3182 0.10856 0.10300 -0.0201 1.0000 0.1081
-5.500 -0.3213 0.10344 0.09799 -0.0146 1.0000 0.1091
-5.250 -0.3214 0.10022 0.09482 -0.0119 1.0000 0.1109
-5.000 -0.3189 0.09789 0.09253 -0.0112 1.0000 0.1133
-4.750 -0.3134 0.09590 0.09055 -0.0122 1.0000 0.1166
-4.500 -0.2867 0.09656 0.09106 -0.0236 1.0000 0.1221
-4.250 -0.2859 0.09236 0.08696 -0.0209 1.0000 0.1236
-4.000 -0.2833 0.08919 0.08384 -0.0186 1.0000 0.1266
-3.750 -0.2715 0.08698 0.08163 -0.0201 1.0000 0.1318
-3.500 -0.2253 0.08418 0.07870 -0.0312 0.9939 0.1393
-3.250 -0.2034 0.08079 0.07532 -0.0330 0.9882 0.1457
-3.000 -0.1568 0.07812 0.07250 -0.0429 0.9817 0.1559
-2.750 -0.1094 0.07658 0.07078 -0.0525 0.9741 0.1702
-2.500 -0.0911 0.07254 0.06683 -0.0524 0.9685 0.1775
-2.000 -0.0055 0.06850 0.06256 -0.0670 0.9527 0.2192
-1.750 0.0319 0.06673 0.06070 -0.0721 0.9438 0.2511
-1.500 0.0539 0.06319 0.05728 -0.0724 0.9354 0.2746
-1.250 0.0908 0.06062 0.05475 -0.0759 0.9252 0.3283
-0.750 0.1309 0.05535 0.04973 -0.0732 0.9047 0.4810
-0.500 0.1510 0.05285 0.04734 -0.0714 0.8940 0.5484
-0.250 0.1749 0.05071 0.04527 -0.0707 0.8831 0.6041
0.000 0.2250 0.04828 0.04283 -0.0747 0.8728 0.6620
0.250 0.2539 0.04675 0.04135 -0.0759 0.8602 0.6913
0.500 0.3122 0.04564 0.04015 -0.0840 0.8468 0.7043
0.750 0.4610 0.04731 0.04081 -0.1149 0.8275 0.5346
1.000 0.5480 0.04913 0.04152 -0.1275 0.8110 0.3530
1.250 0.6029 0.04885 0.04071 -0.1315 0.7971 0.2757
1.500 0.6772 0.04747 0.03875 -0.1369 0.7867 0.2284
1.750 0.7094 0.04745 0.03846 -0.1370 0.7711 0.2097
2.000 0.7437 0.04735 0.03810 -0.1372 0.7555 0.1954
2.250 0.7780 0.04738 0.03776 -0.1369 0.7401 0.1851
2.500 0.8111 0.04707 0.03725 -0.1365 0.7252 0.1829
2.750 0.8474 0.04656 0.03652 -0.1359 0.7114 0.1852
3.000 0.8931 0.04501 0.03485 -0.1357 0.7006 0.1883
3.250 0.9173 0.04508 0.03492 -0.1342 0.6846 0.1938
3.500 0.9420 0.04517 0.03501 -0.1328 0.6688 0.2071
3.750 0.9666 0.04534 0.03524 -0.1316 0.6533 0.2270
4.000 0.9936 0.04522 0.03556 -0.1309 0.6386 0.3011
4.250 1.0326 0.04299 0.03366 -0.1282 0.6303 1.0000
4.500 1.0553 0.04355 0.03393 -0.1265 0.6154 1.0000
4.750 1.0738 0.04447 0.03472 -0.1249 0.5999 1.0000
5.000 1.0918 0.04546 0.03563 -0.1232 0.5848 1.0000
5.250 1.1114 0.04628 0.03639 -0.1216 0.5706 1.0000
5.500 1.1425 0.04588 0.03590 -0.1203 0.5589 1.0000
5.750 1.1807 0.04463 0.03453 -0.1192 0.5481 1.0000
6.000 1.1949 0.04592 0.03586 -0.1175 0.5334 1.0000
6.250 1.2100 0.04713 0.03709 -0.1158 0.5194 1.0000
6.500 1.2316 0.04761 0.03757 -0.1142 0.5064 1.0000
6.750 1.2851 0.04468 0.03449 -0.1137 0.4969 1.0000
7.000 1.3047 0.04533 0.03517 -0.1121 0.4830 1.0000
7.250 1.3183 0.04668 0.03659 -0.1103 0.4691 1.0000
7.500 1.3341 0.04783 0.03780 -0.1086 0.4558 1.0000
7.750 1.3601 0.04793 0.03792 -0.1073 0.4430 1.0000
8.000 1.4002 0.04678 0.03665 -0.1068 0.4308 1.0000
8.250 1.4282 0.04692 0.03675 -0.1057 0.4178 1.0000
8.500 1.4291 0.04970 0.03975 -0.1034 0.4052 1.0000
8.750 1.4366 0.05199 0.04214 -0.1015 0.3938 1.0000
9.000 1.4745 0.05156 0.04162 -0.1011 0.3820 1.0000
9.250 1.4783 0.05418 0.04439 -0.0990 0.3712 1.0000
9.500 1.4593 0.05899 0.04943 -0.0959 0.3629 1.0000
9.750 1.5265 0.05655 0.04679 -0.0973 0.3513 1.0000
10.000 1.4094 0.06988 0.06060 -0.0904 0.3491 1.0000
10.250 1.0024 0.14128 0.13215 -0.1214 0.4206 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)