GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 63 AIRFOIL (goe63-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 41.25 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe63-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe63-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2338 0.11801 0.11119 -0.0305 1.0000 0.0696
-8.500 -0.2414 0.11807 0.11141 -0.0308 1.0000 0.0699
-8.250 -0.2531 0.11832 0.11185 -0.0300 1.0000 0.0700
-8.000 -0.2301 0.11064 0.10417 -0.0281 1.0000 0.0715
-7.750 -0.2364 0.10920 0.10288 -0.0256 1.0000 0.0724
-7.500 -0.2530 0.10907 0.10290 -0.0217 1.0000 0.0728
-7.250 -0.2342 0.10561 0.09945 -0.0258 0.9894 0.0746
-7.000 -0.2111 0.10211 0.09592 -0.0315 0.9772 0.0769
-6.750 -0.1872 0.09916 0.09295 -0.0386 0.9645 0.0793
-6.500 -0.1577 0.09739 0.09111 -0.0499 0.9506 0.0809
-6.250 -0.1311 0.09301 0.08671 -0.0551 0.9433 0.0818
-6.000 -0.1148 0.08861 0.08232 -0.0545 0.9343 0.0839
-5.750 -0.0885 0.08508 0.07876 -0.0588 0.9270 0.0876
-5.500 -0.0621 0.08281 0.07642 -0.0655 0.9151 0.0919
-5.250 -0.0251 0.08078 0.07425 -0.0760 0.9050 0.0938
-5.000 -0.0103 0.07645 0.06996 -0.0748 0.8976 0.0956
-4.750 0.0130 0.07332 0.06679 -0.0771 0.8902 0.0988
-4.500 0.0413 0.07093 0.06432 -0.0820 0.8810 0.1036
-4.250 0.0814 0.06862 0.06184 -0.0906 0.8735 0.1072
-4.000 0.0964 0.06544 0.05869 -0.0899 0.8652 0.1099
-3.750 0.1506 0.06443 0.05734 -0.1010 0.8592 0.1202
-3.500 0.1566 0.06071 0.05377 -0.0980 0.8503 0.1226
-3.250 0.2006 0.05932 0.05212 -0.1051 0.8440 0.1355
-3.000 0.2123 0.05604 0.04896 -0.1033 0.8364 0.1394
-2.750 0.2492 0.05438 0.04711 -0.1082 0.8294 0.1529
-2.500 0.2740 0.05168 0.04441 -0.1089 0.8243 0.1616
-2.250 0.2990 0.04999 0.04267 -0.1108 0.8155 0.1754
-2.000 0.3346 0.04828 0.04082 -0.1144 0.8097 0.2031
-1.750 0.3594 0.04671 0.03922 -0.1156 0.8023 0.2344
-1.000 0.4270 0.04113 0.03374 -0.1153 0.7790 0.3496
-0.500 0.5570 0.03839 0.02931 -0.1278 0.7599 0.1034
-0.250 0.5915 0.03700 0.02759 -0.1285 0.7503 0.0909
0.000 0.6234 0.03569 0.02606 -0.1289 0.7409 0.0860
0.250 0.6566 0.03509 0.02497 -0.1291 0.7317 0.0811
0.500 0.6869 0.03408 0.02379 -0.1293 0.7234 0.0817
0.750 0.7142 0.03332 0.02292 -0.1292 0.7139 0.0828
1.000 0.7448 0.03255 0.02192 -0.1291 0.7055 0.0826
1.250 0.7720 0.03215 0.02130 -0.1285 0.6954 0.0818
1.500 0.8024 0.03143 0.02036 -0.1281 0.6873 0.0817
1.750 0.8274 0.03112 0.01989 -0.1273 0.6761 0.0823
2.000 0.8572 0.03041 0.01901 -0.1266 0.6680 0.0855
2.250 0.8807 0.03029 0.01880 -0.1255 0.6559 0.0892
2.500 0.9065 0.03002 0.01838 -0.1244 0.6453 0.0920
2.750 0.9337 0.02954 0.01779 -0.1233 0.6353 0.0945
3.000 0.9568 0.02943 0.01770 -0.1223 0.6224 0.0993
3.250 0.9825 0.02925 0.01745 -0.1213 0.6108 0.1080
3.500 1.0102 0.02889 0.01703 -0.1205 0.5997 0.1186
3.750 1.0338 0.02889 0.01712 -0.1196 0.5853 0.1373
4.000 1.0569 0.02791 0.01736 -0.1190 0.5717 0.5966
4.500 1.1018 0.02802 0.01716 -0.1155 0.5437 1.0000
4.750 1.1259 0.02821 0.01719 -0.1144 0.5293 1.0000
5.000 1.1496 0.02842 0.01727 -0.1133 0.5144 1.0000
5.250 1.1720 0.02876 0.01754 -0.1121 0.4987 1.0000
5.500 1.1941 0.02913 0.01782 -0.1110 0.4831 1.0000
5.750 1.2159 0.02954 0.01814 -0.1098 0.4678 1.0000
6.000 1.2375 0.03000 0.01852 -0.1086 0.4528 1.0000
6.250 1.2588 0.03052 0.01898 -0.1074 0.4384 1.0000
6.500 1.2798 0.03108 0.01947 -0.1063 0.4246 1.0000
6.750 1.3009 0.03167 0.01997 -0.1051 0.4115 1.0000
7.000 1.3223 0.03224 0.02046 -0.1040 0.3991 1.0000
7.250 1.3417 0.03301 0.02119 -0.1027 0.3864 1.0000
7.500 1.3599 0.03389 0.02208 -0.1014 0.3741 1.0000
7.750 1.3790 0.03471 0.02286 -0.1002 0.3626 1.0000
8.000 1.3992 0.03549 0.02359 -0.0991 0.3517 1.0000
8.250 1.4144 0.03662 0.02481 -0.0976 0.3403 1.0000
8.500 1.4325 0.03756 0.02573 -0.0963 0.3301 1.0000
8.750 1.4490 0.03861 0.02684 -0.0950 0.3198 1.0000
9.000 1.4631 0.03984 0.02816 -0.0934 0.3101 1.0000
9.250 1.4816 0.04079 0.02907 -0.0923 0.3010 1.0000
9.500 1.4905 0.04231 0.03078 -0.0903 0.2917 1.0000
9.750 1.5097 0.04324 0.03169 -0.0892 0.2836 1.0000
10.000 1.5139 0.04502 0.03371 -0.0869 0.2753 1.0000
10.250 1.5294 0.04608 0.03476 -0.0855 0.2679 1.0000
10.500 1.5309 0.04797 0.03686 -0.0830 0.2608 1.0000
10.750 1.5391 0.04951 0.03851 -0.0812 0.2540 1.0000
11.000 1.5499 0.05103 0.04013 -0.0796 0.2481 1.0000
11.250 1.5471 0.05350 0.04285 -0.0775 0.2420 1.0000
11.500 1.5595 0.05485 0.04424 -0.0762 0.2364 1.0000
11.750 1.5581 0.05742 0.04700 -0.0745 0.2313 1.0000
12.000 1.5507 0.06062 0.05044 -0.0730 0.2262 1.0000
12.250 1.5595 0.06239 0.05229 -0.0718 0.2215 1.0000
12.500 1.5629 0.06486 0.05492 -0.0708 0.2176 1.0000
12.750 1.5353 0.07066 0.06106 -0.0701 0.2137 1.0000
13.000 1.5160 0.07593 0.06655 -0.0699 0.2099 1.0000
13.250 1.5235 0.07800 0.06871 -0.0691 0.2062 1.0000
13.500 1.5168 0.08198 0.07282 -0.0690 0.2030 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 63 AIRFOIL (goe63-il)