GOE 633 AIRFOIL (goe633-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 633 AIRFOIL (goe633-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.71 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe633-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe633-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 633 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.3186 0.14150 0.13417 -0.0136 1.0000 0.1936
-11.750 -0.3267 0.14122 0.13397 -0.0156 1.0000 0.1986
-11.500 -0.3323 0.13950 0.13234 -0.0175 1.0000 0.2006
-11.250 -0.3011 0.13262 0.12545 -0.0167 1.0000 0.2056
-11.000 -0.2933 0.12979 0.12266 -0.0174 1.0000 0.2113
-10.750 -0.3073 0.12995 0.12291 -0.0196 1.0000 0.2164
-10.500 -0.3032 0.12636 0.11941 -0.0207 1.0000 0.2186
-10.250 -0.2780 0.12093 0.11399 -0.0203 1.0000 0.2230
-10.000 -0.2703 0.11810 0.11122 -0.0209 1.0000 0.2289
-9.750 -0.2881 0.11827 0.11153 -0.0230 1.0000 0.2345
-9.500 -0.2780 0.11393 0.10727 -0.0236 1.0000 0.2371
-9.250 -0.2555 0.10948 0.10284 -0.0232 1.0000 0.2430
-9.000 -0.2601 0.10798 0.10146 -0.0241 1.0000 0.2509
-8.750 -0.2812 0.10740 0.10109 -0.0257 1.0000 0.2542
-8.500 -0.2473 0.10183 0.09553 -0.0244 1.0000 0.2605
-8.250 -0.2522 0.10036 0.09421 -0.0239 1.0000 0.2672
-8.000 -0.2921 0.10209 0.09621 -0.0205 1.0000 0.2704
-7.750 -0.3372 0.10421 0.09851 -0.0149 1.0000 0.2710
-7.500 -0.3820 0.10574 0.10020 -0.0105 1.0000 0.2715
-7.250 -0.3457 0.10011 0.09457 -0.0088 1.0000 0.2763
-7.000 -0.3567 0.09906 0.09360 -0.0059 1.0000 0.2802
-6.750 -0.3807 0.09868 0.09331 -0.0029 1.0000 0.2847
-6.500 -0.4295 0.09958 0.09435 0.0010 1.0000 0.2882
-6.250 -0.4081 0.09496 0.08973 -0.0027 0.9926 0.2937
-6.000 -0.3905 0.09163 0.08638 -0.0057 0.9842 0.3023
-5.750 -0.3960 0.08876 0.08353 -0.0091 0.9747 0.3106
-5.500 -0.3690 0.08500 0.07972 -0.0121 0.9676 0.3195
-5.250 -0.4242 0.07015 0.06398 -0.0318 0.9574 0.1832
-5.000 -0.4097 0.06367 0.05719 -0.0347 0.9512 0.1681
-4.750 -0.3981 0.06036 0.05368 -0.0349 0.9438 0.1647
-4.500 -0.3753 0.05654 0.04955 -0.0372 0.9371 0.1634
-4.250 -0.3676 0.05369 0.04638 -0.0362 0.9300 0.1632
-4.000 -0.3478 0.05039 0.04263 -0.0370 0.9229 0.1636
-3.750 -0.3288 0.04751 0.03924 -0.0370 0.9162 0.1645
-3.500 -0.3124 0.04501 0.03609 -0.0362 0.9090 0.1669
-3.250 -0.2772 0.04425 0.03542 -0.0380 0.9008 0.1746
-3.000 -0.2637 0.04285 0.03346 -0.0362 0.8926 0.1831
-2.750 -0.2229 0.04189 0.03231 -0.0384 0.8839 0.2003
-2.500 -0.2118 0.04148 0.03187 -0.0361 0.8743 0.2153
-2.250 -0.1755 0.04083 0.03125 -0.0372 0.8648 0.2577
-2.000 -0.1626 0.04061 0.03093 -0.0350 0.8544 0.2910
-1.750 -0.1354 0.04057 0.03097 -0.0350 0.8438 0.3293
-1.500 -0.1117 0.04067 0.03126 -0.0344 0.8326 0.3706
-1.250 -0.0942 0.04072 0.03123 -0.0332 0.8217 0.3963
-1.000 -0.0502 0.04041 0.03081 -0.0357 0.8105 0.4223
-0.750 -0.0211 0.04045 0.03074 -0.0364 0.7982 0.4412
-0.500 0.0088 0.04066 0.03089 -0.0373 0.7862 0.4634
-0.250 0.0577 0.04064 0.03086 -0.0408 0.7743 0.4955
0.000 0.0935 0.04071 0.03103 -0.0423 0.7618 0.5301
0.250 0.1143 0.04099 0.03156 -0.0420 0.7494 0.5686
0.500 0.3477 0.04002 0.03129 -0.0769 0.7306 1.0000
0.750 0.3723 0.04087 0.03188 -0.0764 0.7191 1.0000
1.000 0.4008 0.04151 0.03230 -0.0761 0.7076 1.0000
1.250 0.3935 0.04323 0.03391 -0.0721 0.6943 1.0000
1.500 0.4187 0.04407 0.03458 -0.0715 0.6839 1.0000
1.750 0.4276 0.04537 0.03576 -0.0693 0.6727 1.0000
2.000 0.4169 0.04723 0.03753 -0.0650 0.6617 1.0000
2.250 0.4617 0.04756 0.03772 -0.0665 0.6527 1.0000
2.500 0.4260 0.05026 0.04035 -0.0600 0.6423 1.0000
2.750 0.4666 0.05085 0.04083 -0.0611 0.6347 1.0000
3.000 0.4347 0.05363 0.04355 -0.0558 0.6262 1.0000
3.250 0.4587 0.05471 0.04454 -0.0553 0.6182 1.0000
3.500 0.4528 0.05692 0.04668 -0.0527 0.6117 1.0000
3.750 0.4422 0.05938 0.04909 -0.0502 0.6070 1.0000
4.000 0.4608 0.06088 0.05053 -0.0496 0.6010 1.0000
4.250 0.4674 0.06288 0.05247 -0.0483 0.5956 1.0000
4.500 0.4561 0.06554 0.05510 -0.0463 0.5930 1.0000
4.750 0.4532 0.06815 0.05767 -0.0451 0.5928 1.0000
5.000 0.4524 0.07075 0.06024 -0.0442 0.5931 1.0000
5.250 0.4560 0.07339 0.06286 -0.0437 0.5949 1.0000
5.500 0.4733 0.07623 0.06568 -0.0442 0.5978 1.0000
5.750 0.3830 0.08271 0.07230 -0.0437 0.6901 1.0000
6.000 0.3887 0.08463 0.07419 -0.0427 0.6835 1.0000
6.250 0.4055 0.08664 0.07618 -0.0425 0.6725 1.0000
6.500 0.4131 0.08879 0.07830 -0.0418 0.6656 1.0000
6.750 0.4335 0.09108 0.08058 -0.0419 0.6535 1.0000
7.000 0.4326 0.09264 0.08213 -0.0405 0.6446 1.0000
7.250 0.4724 0.09674 0.08624 -0.0424 0.6336 1.0000
7.500 0.4608 0.09701 0.08650 -0.0399 0.6206 1.0000
7.750 0.4698 0.09935 0.08884 -0.0393 0.6101 1.0000
8.000 0.5000 0.10287 0.09237 -0.0402 0.5972 1.0000
8.250 0.5127 0.10482 0.09435 -0.0396 0.5817 1.0000
8.500 0.5083 0.10618 0.09571 -0.0382 0.5680 1.0000
8.750 0.5146 0.10862 0.09817 -0.0376 0.5562 1.0000
9.000 0.5365 0.11201 0.10158 -0.0380 0.5441 1.0000
9.250 0.5627 0.11534 0.10495 -0.0383 0.5290 1.0000
9.500 0.5451 0.11638 0.10600 -0.0368 0.5174 1.0000
9.750 0.5561 0.11956 0.10921 -0.0369 0.5080 1.0000
10.000 0.5783 0.12284 0.11251 -0.0371 0.4957 1.0000
10.250 0.5675 0.12509 0.11477 -0.0367 0.4896 1.0000
10.500 0.5851 0.12821 0.11793 -0.0369 0.4797 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 633 AIRFOIL (goe633-il)