GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.63 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe584-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe584-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2595 0.11995 0.11277 -0.0365 1.0000 0.2092
-10.000 -0.2739 0.11986 0.11281 -0.0369 1.0000 0.2154
-9.750 -0.2750 0.11698 0.11004 -0.0365 1.0000 0.2186
-9.500 -0.2584 0.11303 0.10611 -0.0349 1.0000 0.2268
-9.250 -0.2807 0.11362 0.10689 -0.0342 1.0000 0.2331
-9.000 -0.2737 0.10990 0.10325 -0.0324 1.0000 0.2381
-8.750 -0.2748 0.10815 0.10159 -0.0299 1.0000 0.2458
-8.500 -0.3049 0.10924 0.10287 -0.0264 1.0000 0.2501
-8.250 -0.3460 0.11125 0.10509 -0.0224 1.0000 0.2515
-8.000 -0.3169 0.10562 0.09943 -0.0202 1.0000 0.2595
-7.750 -0.3370 0.10550 0.09944 -0.0168 1.0000 0.2653
-7.500 -0.3774 0.10705 0.10117 -0.0132 1.0000 0.2684
-7.250 -0.3729 0.10376 0.09792 -0.0109 1.0000 0.2735
-7.000 -0.3792 0.10238 0.09661 -0.0081 1.0000 0.2813
-6.500 -0.4480 0.10249 0.09701 -0.0021 1.0000 0.2884
-6.250 -0.4334 0.09946 0.09397 0.0011 1.0000 0.3004
-5.750 -0.4588 0.09631 0.09096 0.0054 1.0000 0.3187
-5.500 -0.4671 0.09409 0.08881 0.0074 1.0000 0.3276
-5.250 -0.4938 0.09328 0.08805 0.0068 1.0000 0.3406
-5.000 -0.4844 0.09050 0.08531 0.0111 1.0000 0.3545
-4.750 -0.4801 0.08788 0.08269 0.0085 0.9946 0.3761
-4.500 -0.4544 0.08458 0.07938 0.0098 0.9881 0.3985
-4.250 -0.4393 0.08214 0.07693 0.0099 0.9817 0.4317
-4.000 -0.4276 0.07994 0.07476 0.0124 0.9752 0.4672
-3.250 -0.0621 0.06458 0.05884 -0.0073 0.9615 0.8969
-3.000 -0.2733 0.05590 0.04825 -0.0474 0.9491 0.2341
-2.750 -0.2372 0.05238 0.04423 -0.0512 0.9427 0.2154
-2.500 -0.2081 0.05047 0.04205 -0.0530 0.9364 0.2129
-2.250 -0.1825 0.04884 0.04010 -0.0541 0.9299 0.2106
-2.000 -0.1410 0.04729 0.03804 -0.0576 0.9232 0.2068
-1.750 -0.1228 0.04629 0.03670 -0.0570 0.9169 0.2059
-1.500 -0.0927 0.04566 0.03577 -0.0583 0.9101 0.2093
-1.250 -0.0633 0.04520 0.03497 -0.0593 0.9031 0.2129
-1.000 -0.0393 0.04482 0.03426 -0.0593 0.8962 0.2153
-0.750 0.0007 0.04457 0.03382 -0.0619 0.8887 0.2204
-0.500 0.0157 0.04448 0.03368 -0.0608 0.8816 0.2266
-0.250 0.0516 0.04458 0.03363 -0.0625 0.8740 0.2384
0.000 0.0720 0.04474 0.03368 -0.0620 0.8663 0.2490
0.250 0.1117 0.04493 0.03381 -0.0643 0.8575 0.2699
0.500 0.1346 0.04508 0.03413 -0.0644 0.8495 0.2998
0.750 0.2038 0.04250 0.03376 -0.0705 0.8395 1.0000
1.000 0.2156 0.04347 0.03439 -0.0690 0.8311 1.0000
1.250 0.2579 0.04471 0.03524 -0.0716 0.8209 1.0000
1.500 0.2603 0.04569 0.03607 -0.0690 0.8126 1.0000
1.750 0.2976 0.04691 0.03705 -0.0709 0.8021 1.0000
2.000 0.3050 0.04800 0.03802 -0.0691 0.7929 1.0000
2.250 0.3329 0.04923 0.03910 -0.0698 0.7827 1.0000
2.500 0.3530 0.05042 0.04017 -0.0696 0.7726 1.0000
2.750 0.3686 0.05173 0.04137 -0.0689 0.7625 1.0000
3.000 0.4081 0.05292 0.04244 -0.0707 0.7512 1.0000
3.250 0.4090 0.05431 0.04378 -0.0685 0.7412 1.0000
3.500 0.4322 0.05566 0.04505 -0.0686 0.7304 1.0000
3.750 0.4664 0.05682 0.04614 -0.0697 0.7189 1.0000
4.000 0.4654 0.05850 0.04780 -0.0676 0.7088 1.0000
4.250 0.4906 0.05983 0.04908 -0.0678 0.6973 1.0000
4.500 0.5196 0.06107 0.05028 -0.0683 0.6859 1.0000
4.750 0.5191 0.06299 0.05219 -0.0665 0.6758 1.0000
5.000 0.5445 0.06437 0.05354 -0.0667 0.6644 1.0000
5.250 0.5638 0.06590 0.05507 -0.0665 0.6538 1.0000
5.500 0.5679 0.06789 0.05707 -0.0653 0.6432 1.0000
5.750 0.5954 0.06927 0.05844 -0.0655 0.6319 1.0000
6.000 0.6055 0.07117 0.06035 -0.0648 0.6216 1.0000
6.250 0.6128 0.07324 0.06244 -0.0639 0.6110 1.0000
6.500 0.6429 0.07451 0.06374 -0.0641 0.5994 1.0000
6.750 0.6433 0.07693 0.06619 -0.0632 0.5896 1.0000
7.000 0.6543 0.07900 0.06829 -0.0626 0.5787 1.0000
7.250 0.6842 0.08020 0.06952 -0.0626 0.5665 1.0000
7.500 0.6851 0.08272 0.07209 -0.0618 0.5560 1.0000
7.750 0.6916 0.08516 0.07457 -0.0612 0.5457 1.0000
8.000 0.7150 0.08652 0.07598 -0.0608 0.5322 1.0000
8.250 0.7503 0.08711 0.07665 -0.0604 0.5188 1.0000
8.500 0.7333 0.09089 0.08046 -0.0596 0.5082 1.0000
8.750 0.7430 0.09312 0.08275 -0.0591 0.4957 1.0000
9.000 0.7613 0.09468 0.08437 -0.0584 0.4819 1.0000
9.250 0.7848 0.09579 0.08555 -0.0577 0.4681 1.0000
9.500 0.8186 0.09596 0.08582 -0.0567 0.4543 1.0000
9.750 0.7971 0.10084 0.09075 -0.0567 0.4430 1.0000
10.000 0.8001 0.10389 0.09385 -0.0565 0.4315 1.0000
10.250 0.8185 0.10556 0.09560 -0.0558 0.4192 1.0000
10.500 0.8538 0.10552 0.09568 -0.0546 0.4064 1.0000
10.750 0.8171 0.11296 0.10311 -0.0562 0.3998 1.0000
11.000 0.8374 0.11460 0.10485 -0.0556 0.3883 1.0000
11.250 0.8207 0.12036 0.11065 -0.0570 0.3833 1.0000
11.500 0.8174 0.12517 0.11552 -0.0581 0.3805 1.0000
11.750 0.8039 0.13118 0.12158 -0.0601 0.3842 1.0000
12.000 0.8055 0.13642 0.12688 -0.0617 0.3884 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)