GOE 632 AIRFOIL (goe632-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 632 AIRFOIL (goe632-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.44 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe632-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe632-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 632 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3099 0.12968 0.12248 -0.0367 1.0000 0.2115
-10.750 -0.2845 0.12380 0.11660 -0.0354 1.0000 0.2177
-10.500 -0.2904 0.12238 0.11527 -0.0354 1.0000 0.2272
-10.250 -0.2862 0.11900 0.11196 -0.0349 1.0000 0.2330
-10.000 -0.2835 0.11680 0.10983 -0.0341 1.0000 0.2433
-9.750 -0.2863 0.11418 0.10732 -0.0336 1.0000 0.2499
-9.500 -0.2845 0.11203 0.10525 -0.0325 1.0000 0.2607
-9.250 -0.2876 0.10948 0.10280 -0.0315 1.0000 0.2673
-9.000 -0.2916 0.10782 0.10126 -0.0298 1.0000 0.2784
-8.750 -0.2933 0.10529 0.09884 -0.0281 1.0000 0.2851
-8.500 -0.3063 0.10441 0.09811 -0.0254 1.0000 0.2957
-8.250 -0.3110 0.10226 0.09608 -0.0225 1.0000 0.3027
-8.000 -0.3295 0.10188 0.09585 -0.0186 1.0000 0.3122
-7.750 -0.3846 0.10375 0.09795 -0.0137 1.0000 0.3149
-7.500 -0.3587 0.09988 0.09409 -0.0111 1.0000 0.3283
-7.250 -0.4153 0.10145 0.09587 -0.0062 1.0000 0.3320
-7.000 -0.3958 0.09818 0.09263 -0.0037 1.0000 0.3462
-6.750 -0.4541 0.09927 0.09392 0.0014 1.0000 0.3493
-6.500 -0.4432 0.09655 0.09123 0.0041 1.0000 0.3653
-6.250 -0.5079 0.09740 0.09225 0.0099 1.0000 0.3673
-6.000 -0.4526 0.09275 0.08758 0.0108 1.0000 0.3956
-5.750 -0.4667 0.09118 0.08609 0.0147 1.0000 0.4110
-5.500 -0.5280 0.09130 0.08635 0.0210 1.0000 0.4187
-5.250 -0.5013 0.08831 0.08339 0.0241 1.0000 0.4495
-5.000 -0.5043 0.08640 0.08153 0.0274 0.9959 0.4869
-4.250 -0.2142 0.07471 0.06943 0.0130 0.9782 0.7667
-4.000 -0.2443 0.07247 0.06726 0.0131 0.9679 0.7238
-3.750 -0.2940 0.07032 0.06523 0.0161 0.9571 0.6837
-3.500 -0.4593 0.05767 0.05020 -0.0085 0.9468 0.2138
-3.250 -0.4258 0.05410 0.04607 -0.0105 0.9394 0.1885
-3.000 -0.4095 0.05184 0.04305 -0.0089 0.9314 0.1762
-2.750 -0.3757 0.04983 0.04070 -0.0105 0.9231 0.1737
-2.500 -0.3596 0.04833 0.03889 -0.0090 0.9147 0.1710
-2.250 -0.3202 0.04679 0.03680 -0.0109 0.9061 0.1670
-2.000 -0.3037 0.04576 0.03542 -0.0093 0.8971 0.1658
-1.750 -0.2652 0.04494 0.03429 -0.0112 0.8881 0.1686
-1.500 -0.2431 0.04438 0.03348 -0.0106 0.8787 0.1724
-1.250 -0.2066 0.04397 0.03268 -0.0121 0.8693 0.1769
-1.000 0.1535 0.03866 0.03046 -0.0702 0.8580 1.0000
-0.750 0.1658 0.03942 0.03083 -0.0682 0.8469 1.0000
-0.500 0.2079 0.03998 0.03094 -0.0708 0.8378 1.0000
-0.250 0.2114 0.04085 0.03164 -0.0676 0.8264 1.0000
0.000 0.2300 0.04165 0.03222 -0.0668 0.8161 1.0000
0.250 0.2582 0.04235 0.03270 -0.0673 0.8065 1.0000
0.500 0.2596 0.04342 0.03366 -0.0640 0.7962 1.0000
0.750 0.3004 0.04403 0.03406 -0.0663 0.7878 1.0000
1.000 0.2878 0.04537 0.03532 -0.0612 0.7775 1.0000
1.250 0.3267 0.04606 0.03583 -0.0631 0.7694 1.0000
1.500 0.3127 0.04750 0.03722 -0.0580 0.7598 1.0000
1.750 0.3493 0.04830 0.03787 -0.0596 0.7524 1.0000
2.000 0.3310 0.04994 0.03946 -0.0542 0.7442 1.0000
2.250 0.3670 0.05076 0.04016 -0.0557 0.7368 1.0000
2.500 0.3501 0.05254 0.04190 -0.0508 0.7302 1.0000
2.750 0.3573 0.05396 0.04324 -0.0490 0.7244 1.0000
3.000 0.3818 0.05516 0.04436 -0.0491 0.7179 1.0000
3.250 0.3689 0.05700 0.04616 -0.0452 0.7134 1.0000
3.500 0.3695 0.05874 0.04786 -0.0430 0.7105 1.0000
3.750 0.3752 0.06045 0.04952 -0.0415 0.7079 1.0000
4.000 0.4050 0.06187 0.05088 -0.0423 0.7020 1.0000
4.250 0.3875 0.06411 0.05311 -0.0389 0.7052 1.0000
4.500 0.2524 0.06907 0.05821 -0.0278 0.8429 1.0000
4.750 0.2722 0.07134 0.06042 -0.0284 0.8371 1.0000
5.000 0.2834 0.07238 0.06143 -0.0275 0.8255 1.0000
5.250 0.3052 0.07496 0.06396 -0.0284 0.8205 1.0000
5.500 0.3113 0.07569 0.06468 -0.0267 0.8090 1.0000
5.750 0.3297 0.07798 0.06694 -0.0271 0.8022 1.0000
6.000 0.3429 0.07935 0.06829 -0.0265 0.7907 1.0000
6.250 0.3536 0.08114 0.07007 -0.0258 0.7831 1.0000
6.500 0.3791 0.08360 0.07254 -0.0270 0.7715 1.0000
6.750 0.3842 0.08460 0.07355 -0.0253 0.7581 1.0000
7.000 0.3982 0.08634 0.07530 -0.0249 0.7436 1.0000
7.250 0.4143 0.08827 0.07724 -0.0247 0.7291 1.0000
7.500 0.4319 0.09038 0.07938 -0.0247 0.7146 1.0000
7.750 0.4562 0.09309 0.08213 -0.0255 0.7011 1.0000
8.000 0.4784 0.09557 0.08465 -0.0259 0.6854 1.0000
8.250 0.4975 0.09791 0.08705 -0.0260 0.6691 1.0000
8.500 0.5104 0.09993 0.08913 -0.0254 0.6522 1.0000
8.750 0.5208 0.10195 0.09120 -0.0247 0.6350 1.0000
9.000 0.5361 0.10445 0.09377 -0.0245 0.6183 1.0000
9.250 0.5460 0.10671 0.09608 -0.0238 0.6011 1.0000
9.500 0.5542 0.10894 0.09836 -0.0231 0.5839 1.0000
9.750 0.5641 0.11136 0.10084 -0.0225 0.5670 1.0000
10.000 0.5640 0.11310 0.10263 -0.0212 0.5479 1.0000
10.250 0.6843 0.10094 0.09054 -0.0136 0.4317 1.0000
10.500 0.7162 0.09970 0.08938 -0.0115 0.4094 1.0000
10.750 0.7364 0.09995 0.08973 -0.0098 0.3923 1.0000
11.000 0.7443 0.10162 0.09146 -0.0086 0.3769 1.0000
11.250 0.7441 0.10448 0.09437 -0.0079 0.3630 1.0000
11.500 0.7466 0.10724 0.09718 -0.0072 0.3499 1.0000
11.750 0.7592 0.10880 0.09881 -0.0061 0.3373 1.0000
12.000 0.7965 0.10701 0.09714 -0.0038 0.3251 1.0000
12.250 0.7579 0.11552 0.10563 -0.0057 0.3144 1.0000
12.500 0.7571 0.11922 0.10935 -0.0057 0.3054 1.0000
12.750 0.7441 0.12502 0.11517 -0.0069 0.3002 1.0000
13.000 0.7752 0.12518 0.11541 -0.0054 0.2940 1.0000
13.250 0.7576 0.13238 0.12262 -0.0075 0.2936 1.0000
13.500 0.7554 0.13780 0.12807 -0.0088 0.2942 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 632 AIRFOIL (goe632-il)