Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)