GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.64 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe584-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe584-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 584 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2712 0.11075 0.10575 -0.0427 1.0000 0.1157
-9.750 -0.3050 0.11135 0.10654 -0.0447 1.0000 0.1174
-9.500 -0.3377 0.11189 0.10728 -0.0423 1.0000 0.1176
-9.250 -0.2958 0.10481 0.10013 -0.0387 1.0000 0.1204
-9.000 -0.3083 0.10431 0.09973 -0.0340 1.0000 0.1217
-8.750 -0.3256 0.10416 0.09969 -0.0296 1.0000 0.1231
-8.500 -0.3428 0.10382 0.09945 -0.0261 1.0000 0.1245
-8.250 -0.3432 0.10080 0.09644 -0.0370 0.9898 0.1319
-8.000 -0.3212 0.09533 0.09096 -0.0410 0.9843 0.1353
-7.750 -0.2890 0.09170 0.08729 -0.0427 0.9793 0.1413
-7.250 -0.2700 0.08348 0.07905 -0.0564 0.9584 0.1521
-7.000 -0.2442 0.08028 0.07582 -0.0593 0.9516 0.1601
-6.750 -0.2317 0.07517 0.07065 -0.0688 0.9409 0.1682
-6.500 -0.2095 0.07262 0.06808 -0.0688 0.9331 0.1743
-6.250 -0.1920 0.06768 0.06302 -0.0782 0.9246 0.1852
-6.000 -0.1716 0.06554 0.06088 -0.0776 0.9162 0.1924
-5.750 -0.1479 0.06155 0.05678 -0.0833 0.9093 0.2045
-5.500 -0.1397 0.05892 0.05398 -0.0868 0.8979 0.2187
-5.250 -0.1079 0.05608 0.05117 -0.0872 0.8933 0.2252
-4.500 -0.0586 0.04011 0.03361 -0.0979 0.8655 0.1531
-4.250 -0.0318 0.03617 0.02907 -0.0989 0.8593 0.1396
-4.000 0.0035 0.03323 0.02512 -0.1001 0.8554 0.1330
-3.750 0.0144 0.03218 0.02389 -0.0976 0.8443 0.1326
-3.500 0.0498 0.03050 0.02185 -0.0987 0.8400 0.1329
-3.250 0.0663 0.02949 0.02076 -0.0972 0.8312 0.1349
-3.000 0.0967 0.02845 0.01959 -0.0975 0.8253 0.1371
-2.750 0.1342 0.02727 0.01823 -0.0987 0.8215 0.1391
-2.500 0.1474 0.02716 0.01802 -0.0963 0.8113 0.1408
-2.250 0.1819 0.02638 0.01707 -0.0970 0.8066 0.1452
-2.000 0.2075 0.02604 0.01658 -0.0963 0.8000 0.1493
-1.750 0.2297 0.02563 0.01625 -0.0954 0.7921 0.1537
-1.500 0.2652 0.02493 0.01553 -0.0961 0.7880 0.1606
-1.250 0.2804 0.02506 0.01565 -0.0941 0.7788 0.1668
-1.000 0.3100 0.02460 0.01528 -0.0940 0.7731 0.1804
-0.750 0.3442 0.02381 0.01465 -0.0943 0.7695 0.2046
-0.500 0.4504 0.02040 0.01388 -0.1083 0.7656 1.0000
-0.250 0.4683 0.02078 0.01405 -0.1066 0.7573 1.0000
0.000 0.4997 0.02067 0.01370 -0.1064 0.7526 1.0000
0.250 0.5084 0.02143 0.01438 -0.1035 0.7423 1.0000
0.500 0.5388 0.02133 0.01410 -0.1033 0.7370 1.0000
0.750 0.5515 0.02198 0.01467 -0.1009 0.7278 1.0000
1.000 0.5791 0.02199 0.01454 -0.1003 0.7216 1.0000
1.250 0.6010 0.02228 0.01474 -0.0990 0.7146 1.0000
1.500 0.6206 0.02265 0.01503 -0.0975 0.7064 1.0000
1.750 0.6548 0.02239 0.01464 -0.0977 0.7020 1.0000
2.000 0.6642 0.02324 0.01548 -0.0950 0.6914 1.0000
2.250 0.6973 0.02300 0.01514 -0.0951 0.6864 1.0000
2.500 0.7105 0.02371 0.01584 -0.0928 0.6767 1.0000
2.750 0.7416 0.02355 0.01560 -0.0927 0.6709 1.0000
3.000 0.7602 0.02401 0.01605 -0.0910 0.6623 1.0000
3.250 0.7876 0.02401 0.01600 -0.0905 0.6552 1.0000
3.500 0.8143 0.02408 0.01603 -0.0898 0.6482 1.0000
3.750 0.8357 0.02435 0.01630 -0.0885 0.6393 1.0000
4.000 0.8743 0.02384 0.01569 -0.0892 0.6346 1.0000
4.250 0.8852 0.02459 0.01652 -0.0867 0.6230 1.0000
4.500 0.9244 0.02405 0.01589 -0.0875 0.6180 1.0000
4.750 0.9359 0.02476 0.01668 -0.0850 0.6063 1.0000
5.000 0.9668 0.02461 0.01648 -0.0848 0.5991 1.0000
5.250 0.9880 0.02483 0.01674 -0.0835 0.5889 1.0000
5.500 1.0119 0.02499 0.01691 -0.0825 0.5797 1.0000
5.750 1.0421 0.02477 0.01667 -0.0822 0.5709 1.0000
6.000 1.0604 0.02514 0.01710 -0.0804 0.5599 1.0000
6.250 1.1001 0.02448 0.01633 -0.0813 0.5521 1.0000
6.500 1.1161 0.02475 0.01667 -0.0792 0.5391 1.0000
6.750 1.1375 0.02477 0.01672 -0.0777 0.5266 1.0000
7.000 1.1651 0.02454 0.01645 -0.0770 0.5152 1.0000
7.250 1.1941 0.02430 0.01617 -0.0766 0.5039 1.0000
7.500 1.2105 0.02462 0.01657 -0.0745 0.4910 1.0000
7.750 1.2306 0.02481 0.01680 -0.0730 0.4787 1.0000
8.000 1.2545 0.02487 0.01684 -0.0720 0.4666 1.0000
8.250 1.2816 0.02482 0.01673 -0.0714 0.4544 1.0000
8.500 1.2965 0.02520 0.01718 -0.0692 0.4408 1.0000
8.750 1.3122 0.02557 0.01760 -0.0672 0.4272 1.0000
9.000 1.3288 0.02593 0.01798 -0.0652 0.4133 1.0000
9.250 1.3452 0.02630 0.01837 -0.0633 0.3993 1.0000
9.500 1.3610 0.02674 0.01879 -0.0613 0.3850 1.0000
9.750 1.3764 0.02725 0.01928 -0.0593 0.3706 1.0000
10.000 1.3909 0.02785 0.01983 -0.0572 0.3560 1.0000
10.250 1.4038 0.02851 0.02047 -0.0550 0.3413 1.0000
10.500 1.4146 0.02924 0.02113 -0.0525 0.3264 1.0000
10.750 1.4235 0.02999 0.02180 -0.0497 0.3119 1.0000
11.000 1.4225 0.03094 0.02281 -0.0458 0.2989 1.0000
11.250 1.4241 0.03198 0.02388 -0.0424 0.2861 1.0000
11.500 1.4274 0.03305 0.02497 -0.0396 0.2739 1.0000
11.750 1.4331 0.03409 0.02595 -0.0371 0.2623 1.0000
12.000 1.4365 0.03523 0.02709 -0.0347 0.2515 1.0000
12.250 1.4350 0.03671 0.02867 -0.0320 0.2415 1.0000
12.500 1.4404 0.03795 0.02989 -0.0301 0.2319 1.0000
12.750 1.4396 0.03948 0.03149 -0.0279 0.2227 1.0000
13.000 1.4386 0.04118 0.03327 -0.0259 0.2140 1.0000
13.250 1.4435 0.04256 0.03459 -0.0244 0.2052 1.0000
13.500 1.4383 0.04474 0.03698 -0.0226 0.1977 1.0000
13.750 1.4432 0.04626 0.03841 -0.0214 0.1894 1.0000
14.000 1.4348 0.04884 0.04123 -0.0199 0.1820 1.0000
14.250 1.4348 0.05083 0.04319 -0.0188 0.1739 1.0000
14.500 1.4259 0.05368 0.04622 -0.0179 0.1660 1.0000
14.750 1.4195 0.05645 0.04906 -0.0171 0.1577 1.0000
15.000 1.4122 0.05937 0.05197 -0.0166 0.1486 1.0000
15.250 1.3979 0.06336 0.05614 -0.0165 0.1393 1.0000
15.500 1.3850 0.06739 0.06018 -0.0166 0.1290 1.0000
15.750 1.3717 0.07165 0.06440 -0.0168 0.1181 1.0000
16.000 1.3614 0.07573 0.06837 -0.0171 0.1075 1.0000
16.250 1.3489 0.08048 0.07324 -0.0179 0.0990 1.0000
16.500 1.3419 0.08456 0.07736 -0.0184 0.0918 1.0000
16.750 1.3403 0.08782 0.08052 -0.0188 0.0857 1.0000
17.000 1.3334 0.09221 0.08509 -0.0197 0.0812 1.0000
17.250 1.3321 0.09567 0.08859 -0.0204 0.0770 1.0000
17.500 1.3363 0.09831 0.09121 -0.0204 0.0734 1.0000
17.750 1.3286 0.10306 0.09621 -0.0218 0.0709 1.0000
18.000 1.3264 0.10688 0.10014 -0.0229 0.0683 1.0000
18.250 1.3422 0.10760 0.10066 -0.0221 0.0650 1.0000
18.500 1.3287 0.11348 0.10684 -0.0245 0.0638 1.0000
18.750 1.3152 0.11948 0.11311 -0.0271 0.0628 1.0000
19.000 1.2994 0.12608 0.11995 -0.0302 0.0619 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)