GOE 630 AIRFOIL (goe630-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 630 AIRFOIL (goe630-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.26 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe630-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe630-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.0411 0.10988 0.10339 -0.0766 0.9184 0.1062
-8.250 -0.0255 0.10714 0.10061 -0.0809 0.9133 0.1103
-8.000 -0.0312 0.10696 0.10048 -0.0828 0.9014 0.1128
-7.750 -0.0408 0.10726 0.10081 -0.0855 0.8898 0.1137
-7.500 -0.0223 0.10247 0.09603 -0.0867 0.8842 0.1150
-7.250 0.0139 0.09678 0.09027 -0.0878 0.8820 0.1202
-7.000 0.0162 0.09517 0.08867 -0.0877 0.8723 0.1248
-6.750 0.0161 0.09453 0.08802 -0.0926 0.8628 0.1297
-6.500 0.0065 0.09504 0.08852 -0.0964 0.8490 0.1307
-6.250 0.0352 0.08864 0.08214 -0.0933 0.8469 0.1336
-6.000 0.0389 0.08666 0.08018 -0.0914 0.8371 0.1363
-5.750 0.0553 0.08397 0.07745 -0.0938 0.8307 0.1413
-5.500 0.0511 0.08397 0.07740 -0.0976 0.8179 0.1470
-5.250 0.0723 0.08007 0.07346 -0.1002 0.8129 0.1492
-4.750 0.1005 0.07667 0.06989 -0.1058 0.7959 0.1647
-4.500 0.0985 0.07404 0.06737 -0.1003 0.7859 0.1665
-4.250 0.1196 0.07099 0.06429 -0.1001 0.7806 0.1726
-4.000 0.1307 0.06988 0.06304 -0.1039 0.7696 0.1823
-3.500 0.1972 0.05974 0.05217 -0.1154 0.7556 0.0968
-3.250 0.2196 0.05717 0.04950 -0.1163 0.7484 0.0945
-3.000 0.2588 0.05376 0.04582 -0.1205 0.7445 0.0935
-2.750 0.2681 0.05240 0.04433 -0.1193 0.7328 0.0927
-2.500 0.3084 0.04904 0.04058 -0.1230 0.7285 0.0896
-2.250 0.3240 0.04734 0.03857 -0.1226 0.7177 0.0875
-2.000 0.3640 0.04436 0.03499 -0.1254 0.7127 0.0855
-1.750 0.3809 0.04335 0.03381 -0.1243 0.7030 0.0864
-1.500 0.4119 0.04183 0.03206 -0.1251 0.6967 0.0887
-1.250 0.4363 0.04069 0.03064 -0.1248 0.6886 0.0904
-1.000 0.4633 0.03943 0.02904 -0.1247 0.6807 0.0910
-0.750 0.5044 0.03758 0.02675 -0.1262 0.6767 0.0921
-0.500 0.5157 0.03745 0.02642 -0.1239 0.6649 0.0934
-0.250 0.5563 0.03608 0.02454 -0.1252 0.6605 0.0980
0.000 0.5669 0.03610 0.02450 -0.1227 0.6488 0.1003
0.250 0.6056 0.03492 0.02309 -0.1237 0.6442 0.1041
0.500 0.6198 0.03515 0.02317 -0.1218 0.6330 0.1076
0.750 0.6607 0.03417 0.02189 -0.1231 0.6281 0.1159
1.000 0.6744 0.03449 0.02219 -0.1211 0.6172 0.1213
1.250 0.7123 0.03368 0.02120 -0.1220 0.6121 0.1330
1.500 0.7257 0.03412 0.02164 -0.1201 0.6017 0.1438
1.750 0.7616 0.03342 0.02092 -0.1208 0.5963 0.1681
2.000 0.7774 0.03373 0.02137 -0.1193 0.5866 0.2043
2.250 0.8165 0.03165 0.02086 -0.1210 0.5809 1.0000
2.500 0.8344 0.03226 0.02117 -0.1195 0.5727 1.0000
2.750 0.8586 0.03255 0.02119 -0.1187 0.5656 1.0000
3.000 0.8862 0.03271 0.02110 -0.1184 0.5595 1.0000
3.250 0.8971 0.03363 0.02190 -0.1162 0.5506 1.0000
3.500 0.9342 0.03338 0.02141 -0.1170 0.5463 1.0000
3.750 0.9333 0.03490 0.02291 -0.1135 0.5363 1.0000
4.000 0.9656 0.03487 0.02269 -0.1138 0.5315 1.0000
4.250 0.9722 0.03613 0.02390 -0.1112 0.5234 1.0000
4.500 0.9925 0.03672 0.02441 -0.1102 0.5172 1.0000
4.750 1.0304 0.03646 0.02398 -0.1112 0.5136 1.0000
5.000 1.0170 0.03894 0.02652 -0.1069 0.5039 1.0000
5.250 1.0456 0.03909 0.02657 -0.1067 0.4994 1.0000
5.500 1.0680 0.03966 0.02708 -0.1061 0.4945 1.0000
5.750 1.0571 0.04231 0.02979 -0.1026 0.4856 1.0000
6.000 1.0883 0.04231 0.02971 -0.1027 0.4822 1.0000
6.500 1.0811 0.04733 0.03483 -0.0979 0.4679 1.0000
6.750 1.1149 0.04703 0.03446 -0.0980 0.4652 1.0000
7.250 1.0921 0.05407 0.04164 -0.0936 0.4499 1.0000
7.500 1.1241 0.05382 0.04137 -0.0934 0.4480 1.0000
8.000 1.0613 0.06652 0.05427 -0.0901 0.4284 1.0000
10.000 1.0400 0.09726 0.08547 -0.0879 0.3827 1.0000
10.250 1.0059 0.10539 0.09370 -0.0889 0.3738 1.0000
10.500 1.0154 0.10772 0.09609 -0.0887 0.3698 1.0000
10.750 1.0350 0.10873 0.09716 -0.0882 0.3671 1.0000
11.250 1.0188 0.11809 0.10667 -0.0893 0.3553 1.0000
11.500 1.0340 0.11967 0.10831 -0.0890 0.3520 1.0000
11.750 1.0560 0.12039 0.10909 -0.0885 0.3497 1.0000
12.000 1.0281 0.12765 0.11645 -0.0902 0.3413 1.0000
12.250 1.0388 0.12983 0.11872 -0.0902 0.3372 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 630 AIRFOIL (goe630-il)