GOE 632 AIRFOIL (goe632-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 632 AIRFOIL (goe632-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.2 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe632-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe632-il-100000-n5.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.3117 0.12111 0.11580 -0.0450 1.0000 0.0726
-11.250 -0.3249 0.11794 0.11271 -0.0481 1.0000 0.0732
-11.000 -0.3328 0.11451 0.10934 -0.0501 1.0000 0.0734
-10.500 -0.3228 0.10741 0.10234 -0.0488 1.0000 0.0742
-10.250 -0.3222 0.10432 0.09930 -0.0486 1.0000 0.0744
-9.750 -0.3537 0.09198 0.08706 -0.0523 1.0000 0.0544
-9.500 -0.3616 0.08961 0.08479 -0.0510 1.0000 0.0542
-9.250 -0.3554 0.08472 0.07992 -0.0557 0.9916 0.0540
-9.000 -0.3483 0.07916 0.07433 -0.0620 0.9791 0.0537
-8.750 -0.3465 0.07360 0.06870 -0.0673 0.9644 0.0535
-8.500 -0.3439 0.06880 0.06382 -0.0706 0.9501 0.0528
-8.250 -0.3412 0.06343 0.05830 -0.0738 0.9363 0.0521
-8.000 -0.3382 0.05808 0.05271 -0.0762 0.9238 0.0514
-7.750 -0.3363 0.05330 0.04764 -0.0768 0.9105 0.0509
-7.500 -0.3333 0.04914 0.04315 -0.0761 0.8972 0.0506
-7.250 -0.3267 0.04552 0.03917 -0.0750 0.8857 0.0507
-7.000 -0.3148 0.04228 0.03552 -0.0741 0.8762 0.0515
-6.750 -0.3063 0.03961 0.03244 -0.0719 0.8641 0.0524
-6.500 -0.2934 0.03703 0.02943 -0.0701 0.8542 0.0527
-6.250 -0.2772 0.03478 0.02675 -0.0685 0.8448 0.0529
-6.000 -0.2611 0.03286 0.02444 -0.0667 0.8349 0.0532
-5.750 -0.2400 0.03101 0.02218 -0.0655 0.8269 0.0536
-5.500 -0.2213 0.02952 0.02031 -0.0638 0.8169 0.0540
-5.250 -0.1960 0.02812 0.01862 -0.0634 0.8096 0.0550
-5.000 -0.1742 0.02730 0.01773 -0.0624 0.7998 0.0562
-4.750 -0.1473 0.02641 0.01669 -0.0622 0.7925 0.0579
-4.500 -0.1245 0.02554 0.01564 -0.0612 0.7831 0.0592
-4.250 -0.0961 0.02453 0.01440 -0.0611 0.7760 0.0605
-4.000 -0.0712 0.02371 0.01341 -0.0603 0.7670 0.0617
-3.750 -0.0421 0.02291 0.01238 -0.0603 0.7597 0.0632
-3.500 -0.0168 0.02217 0.01169 -0.0599 0.7512 0.0648
-3.250 0.0101 0.02160 0.01109 -0.0596 0.7438 0.0676
-3.000 0.0351 0.02115 0.01055 -0.0589 0.7359 0.0714
-2.750 0.0605 0.02057 0.00994 -0.0584 0.7284 0.0747
-2.500 0.0847 0.02006 0.00945 -0.0576 0.7214 0.0783
-2.250 0.1078 0.01966 0.00900 -0.0565 0.7135 0.0832
-2.000 0.1330 0.01918 0.00850 -0.0559 0.7073 0.0908
-1.750 0.1550 0.01889 0.00822 -0.0547 0.6990 0.1006
-1.500 0.1822 0.01850 0.00783 -0.0544 0.6927 0.1150
-1.250 0.2082 0.01815 0.00764 -0.0541 0.6850 0.1436
-1.000 0.3409 0.01628 0.00835 -0.0741 0.6778 0.8775
-0.750 0.3918 0.01706 0.00893 -0.0774 0.6703 0.9361
-0.500 0.4816 0.01741 0.00901 -0.0893 0.6616 0.9764
-0.250 0.5431 0.01721 0.00861 -0.0963 0.6535 0.9927
0.000 0.5866 0.01700 0.00826 -0.0997 0.6453 1.0000
0.250 0.6087 0.01706 0.00821 -0.0987 0.6386 1.0000
0.500 0.6296 0.01716 0.00824 -0.0975 0.6306 1.0000
0.750 0.6525 0.01722 0.00817 -0.0965 0.6243 1.0000
1.000 0.6726 0.01735 0.00828 -0.0952 0.6160 1.0000
1.250 0.6946 0.01745 0.00829 -0.0941 0.6093 1.0000
1.500 0.7155 0.01758 0.00838 -0.0929 0.6019 1.0000
1.750 0.7365 0.01771 0.00846 -0.0916 0.5944 1.0000
2.000 0.7583 0.01783 0.00851 -0.0905 0.5877 1.0000
2.250 0.7781 0.01799 0.00869 -0.0891 0.5799 1.0000
2.500 0.8002 0.01811 0.00874 -0.0881 0.5738 1.0000
2.750 0.8196 0.01831 0.00897 -0.0866 0.5661 1.0000
3.000 0.8403 0.01846 0.00910 -0.0853 0.5592 1.0000
3.250 0.8605 0.01863 0.00925 -0.0839 0.5520 1.0000
3.500 0.8797 0.01880 0.00942 -0.0824 0.5438 1.0000
3.750 0.8997 0.01894 0.00955 -0.0809 0.5361 1.0000
4.000 0.9182 0.01914 0.00977 -0.0792 0.5278 1.0000
4.250 0.9378 0.01928 0.00988 -0.0777 0.5203 1.0000
4.500 0.9554 0.01949 0.01013 -0.0758 0.5114 1.0000
4.750 0.9734 0.01964 0.01027 -0.0740 0.5024 1.0000
5.000 0.9909 0.01983 0.01046 -0.0721 0.4936 1.0000
5.250 1.0074 0.02003 0.01067 -0.0701 0.4840 1.0000
5.500 1.0251 0.02022 0.01085 -0.0682 0.4759 1.0000
5.750 1.0411 0.02049 0.01117 -0.0661 0.4677 1.0000
6.000 1.0581 0.02072 0.01139 -0.0641 0.4602 1.0000
6.250 1.0734 0.02101 0.01174 -0.0619 0.4522 1.0000
6.500 1.0891 0.02127 0.01200 -0.0597 0.4442 1.0000
6.750 1.1032 0.02159 0.01238 -0.0573 0.4361 1.0000
7.000 1.1177 0.02188 0.01268 -0.0550 0.4281 1.0000
7.250 1.1294 0.02222 0.01309 -0.0522 0.4188 1.0000
7.500 1.1418 0.02251 0.01333 -0.0494 0.4093 1.0000
7.750 1.1496 0.02292 0.01382 -0.0460 0.3984 1.0000
8.000 1.1589 0.02330 0.01422 -0.0428 0.3892 1.0000
8.250 1.1665 0.02371 0.01467 -0.0393 0.3797 1.0000
8.500 1.1723 0.02415 0.01518 -0.0356 0.3703 1.0000
8.750 1.1760 0.02456 0.01561 -0.0315 0.3617 1.0000
9.000 1.1765 0.02505 0.01618 -0.0269 0.3525 1.0000
9.250 1.1785 0.02556 0.01668 -0.0228 0.3434 1.0000
9.500 1.1785 0.02621 0.01742 -0.0186 0.3323 1.0000
9.750 1.1793 0.02694 0.01820 -0.0147 0.3210 1.0000
10.000 1.1793 0.02779 0.01907 -0.0110 0.3085 1.0000
10.250 1.1776 0.02882 0.02012 -0.0074 0.2937 1.0000
10.500 1.1752 0.03003 0.02135 -0.0041 0.2771 1.0000
10.750 1.1719 0.03144 0.02275 -0.0010 0.2584 1.0000
11.000 1.1661 0.03315 0.02439 0.0020 0.2388 1.0000
11.250 1.1589 0.03513 0.02628 0.0048 0.2204 1.0000
11.500 1.1511 0.03735 0.02841 0.0072 0.2052 1.0000
11.750 1.1434 0.03972 0.03070 0.0094 0.1939 1.0000
12.000 1.1388 0.04200 0.03298 0.0111 0.1847 1.0000
12.250 1.1341 0.04436 0.03529 0.0127 0.1774 1.0000
12.500 1.1333 0.04648 0.03745 0.0140 0.1707 1.0000
12.750 1.1313 0.04873 0.03965 0.0153 0.1648 1.0000
13.000 1.1343 0.05060 0.04157 0.0164 0.1596 1.0000
13.250 1.1377 0.05247 0.04351 0.0174 0.1545 1.0000
13.500 1.1417 0.05427 0.04531 0.0184 0.1501 1.0000
13.750 1.1474 0.05593 0.04699 0.0193 0.1458 1.0000
14.000 1.1520 0.05786 0.04904 0.0200 0.1412 1.0000
14.250 1.1566 0.05976 0.05100 0.0206 0.1372 1.0000
14.500 1.1608 0.06164 0.05285 0.0212 0.1331 1.0000
14.750 1.1649 0.06376 0.05513 0.0216 0.1296 1.0000
15.000 1.1681 0.06598 0.05748 0.0219 0.1258 1.0000
15.250 1.1711 0.06822 0.05980 0.0221 0.1226 1.0000
15.500 1.1741 0.07040 0.06197 0.0223 0.1194 1.0000
15.750 1.1769 0.07285 0.06460 0.0223 0.1165 1.0000
16.000 1.1788 0.07539 0.06728 0.0223 0.1134 1.0000
16.250 1.1773 0.07840 0.07039 0.0219 0.1100 1.0000
16.750 1.1763 0.08429 0.07649 0.0211 0.1039 1.0000
17.000 1.1749 0.08747 0.07981 0.0205 0.1009 1.0000
17.250 1.1719 0.09091 0.08334 0.0197 0.0978 1.0000
17.500 1.1717 0.09384 0.08626 0.0192 0.0950 1.0000
17.750 1.1664 0.09784 0.09048 0.0181 0.0919 1.0000
18.000 1.1598 0.10205 0.09482 0.0167 0.0883 1.0000
18.250 1.1541 0.10603 0.09880 0.0154 0.0845 1.0000
18.500 1.1461 0.11064 0.10357 0.0138 0.0810 1.0000
18.750 1.1370 0.11552 0.10864 0.0119 0.0774 1.0000
19.000 1.1290 0.12021 0.11343 0.0101 0.0740 1.0000
19.250 1.1193 0.12534 0.11869 0.0079 0.0704 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 632 AIRFOIL (goe632-il)