GOE 630 AIRFOIL (goe630-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 630 AIRFOIL (goe630-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.07 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe630-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe630-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 630 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2578 0.15147 0.14541 -0.0295 1.0000 0.1118
-10.500 -0.2748 0.15292 0.14697 -0.0282 1.0000 0.1123
-10.250 -0.2949 0.15489 0.14905 -0.0270 1.0000 0.1127
-10.000 -0.2746 0.14642 0.14060 -0.0248 1.0000 0.1150
-9.750 -0.2722 0.14355 0.13777 -0.0228 1.0000 0.1177
-9.500 -0.2763 0.14212 0.13640 -0.0213 1.0000 0.1201
-9.250 -0.2825 0.14104 0.13539 -0.0200 1.0000 0.1227
-9.000 -0.2913 0.14036 0.13478 -0.0188 1.0000 0.1252
-8.750 -0.3034 0.14035 0.13484 -0.0179 1.0000 0.1270
-8.500 -0.3206 0.14120 0.13578 -0.0170 1.0000 0.1281
-8.250 -0.3426 0.14259 0.13728 -0.0160 1.0000 0.1288
-8.000 -0.3642 0.14367 0.13845 -0.0146 1.0000 0.1290
-7.750 -0.3366 0.13519 0.12997 -0.0132 1.0000 0.1317
-7.500 -0.3344 0.13245 0.12727 -0.0115 1.0000 0.1346
-7.250 -0.3401 0.13102 0.12590 -0.0100 1.0000 0.1371
-7.000 -0.3410 0.12952 0.12443 -0.0110 0.9970 0.1411
-6.750 -0.3482 0.12969 0.12464 -0.0146 0.9892 0.1446
-6.500 -0.3600 0.13145 0.12643 -0.0223 0.9810 0.1461
-6.250 -0.3099 0.12177 0.11670 -0.0208 0.9725 0.1536
-6.000 -0.3054 0.12004 0.11499 -0.0234 0.9634 0.1591
-5.750 -0.3107 0.12138 0.11632 -0.0333 0.9541 0.1631
-5.500 -0.2885 0.11500 0.10997 -0.0303 0.9452 0.1668
-5.250 -0.2731 0.11211 0.10706 -0.0317 0.9358 0.1733
-4.750 -0.2545 0.10739 0.10234 -0.0385 0.9163 0.1840
-4.500 -0.2338 0.10512 0.10002 -0.0431 0.9067 0.1952
-4.250 -0.2267 0.10242 0.09734 -0.0443 0.8968 0.2005
-3.750 -0.1905 0.09704 0.09189 -0.0488 0.8770 0.2205
-3.500 -0.1786 0.09575 0.09054 -0.0538 0.8661 0.2325
-3.250 -0.1508 0.09345 0.08814 -0.0585 0.8556 0.2488
-3.000 -0.1457 0.09043 0.08521 -0.0544 0.8460 0.2549
-2.750 -0.1287 0.08838 0.08311 -0.0565 0.8358 0.2705
-2.500 -0.0991 0.08608 0.08073 -0.0599 0.8260 0.2968
-2.250 -0.0964 0.08450 0.07918 -0.0580 0.8154 0.3104
-2.000 -0.0702 0.08210 0.07675 -0.0593 0.8064 0.3451
-1.750 -0.0651 0.08080 0.07546 -0.0582 0.7961 0.3728
-1.500 -0.0539 0.07893 0.07362 -0.0560 0.7867 0.4085
-1.000 -0.0476 0.07591 0.07071 -0.0478 0.7695 0.5032
-0.500 -0.0456 0.07252 0.06745 -0.0377 0.7533 0.5936
-0.250 -0.0428 0.07107 0.06605 -0.0339 0.7454 0.6285
0.000 -0.0315 0.06931 0.06429 -0.0310 0.7378 0.6641
0.250 -0.0303 0.06821 0.06324 -0.0280 0.7301 0.6859
0.500 0.0043 0.06651 0.06145 -0.0306 0.7220 0.7101
0.750 0.0645 0.06635 0.06105 -0.0443 0.7112 0.6857
1.000 0.3587 0.06707 0.05790 -0.1078 0.6920 0.1967
1.250 0.3623 0.06804 0.05881 -0.1064 0.6840 0.1942
1.500 0.3903 0.06801 0.05849 -0.1071 0.6770 0.1898
1.750 0.4100 0.06869 0.05891 -0.1069 0.6702 0.1902
2.000 0.4185 0.06993 0.05999 -0.1059 0.6633 0.1920
2.250 0.4684 0.06956 0.05912 -0.1079 0.6565 0.1963
2.500 0.4556 0.07230 0.06183 -0.1059 0.6522 0.1965
2.750 0.4659 0.07406 0.06346 -0.1058 0.6481 0.2000
3.000 0.5223 0.07386 0.06296 -0.1085 0.6402 0.2180
3.250 0.5125 0.07674 0.06586 -0.1071 0.6376 0.2209
3.500 0.5188 0.07921 0.06826 -0.1070 0.6373 0.2286
3.750 0.5311 0.08159 0.07067 -0.1075 0.6385 0.2437
4.000 0.5486 0.08386 0.07304 -0.1084 0.6398 0.2705
4.250 0.4373 0.09254 0.08192 -0.1046 0.7297 0.2200
4.500 0.4722 0.09495 0.08428 -0.1069 0.7253 0.2409
4.750 0.4817 0.09662 0.08599 -0.1066 0.7212 0.2618
5.000 0.4980 0.09780 0.08738 -0.1068 0.7123 0.3026
5.250 0.5408 0.09953 0.08994 -0.1094 0.7075 1.0000
5.500 0.5321 0.10040 0.09071 -0.1071 0.7011 1.0000
5.750 0.5504 0.10267 0.09273 -0.1073 0.6943 1.0000
6.000 0.5848 0.10669 0.09650 -0.1093 0.6904 1.0000
6.250 0.5716 0.10690 0.09669 -0.1065 0.6814 1.0000
6.500 0.5986 0.10993 0.09956 -0.1077 0.6754 1.0000
6.750 0.6025 0.11199 0.10154 -0.1069 0.6705 1.0000
7.000 0.6124 0.11377 0.10325 -0.1064 0.6622 1.0000
7.250 0.6432 0.11756 0.10692 -0.1080 0.6577 1.0000
7.500 0.6345 0.11831 0.10766 -0.1061 0.6493 1.0000
7.750 0.6582 0.12123 0.11050 -0.1069 0.6428 1.0000
8.000 0.6682 0.12394 0.11316 -0.1069 0.6386 1.0000
8.250 0.6734 0.12538 0.11458 -0.1062 0.6293 1.0000
8.500 0.7045 0.12948 0.11863 -0.1077 0.6248 1.0000
8.750 0.6944 0.13000 0.11916 -0.1060 0.6158 1.0000
9.000 0.7180 0.13319 0.12232 -0.1068 0.6099 1.0000
9.250 0.7208 0.13529 0.12442 -0.1064 0.6045 1.0000
9.500 0.7336 0.13740 0.12652 -0.1065 0.5957 1.0000
10.000 0.7518 0.14200 0.13114 -0.1064 0.5820 1.0000
10.250 0.7774 0.14578 0.13492 -0.1074 0.5768 1.0000
10.500 0.7728 0.14698 0.13615 -0.1068 0.5694 1.0000
10.750 0.7922 0.14989 0.13909 -0.1073 0.5620 1.0000
11.000 0.8025 0.15289 0.14210 -0.1077 0.5574 1.0000
11.250 0.8067 0.15431 0.14356 -0.1075 0.5485 1.0000
11.500 0.8344 0.15883 0.14811 -0.1086 0.5439 1.0000
11.750 0.8251 0.15918 0.14849 -0.1080 0.5354 1.0000
12.000 0.8468 0.16265 0.15202 -0.1087 0.5289 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 630 AIRFOIL (goe630-il)