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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.05 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe584-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe584-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2831   0.10987   0.10329  -0.0379   1.0000   0.1451
  -9.000  -0.2976   0.10885   0.10239  -0.0353   1.0000   0.1457
  -8.750  -0.3313   0.10357   0.09717  -0.0395   0.9959   0.1037
  -8.500  -0.3155   0.09901   0.09258  -0.0439   0.9867   0.1028
  -8.250  -0.3033   0.09461   0.08815  -0.0485   0.9767   0.1020
  -8.000  -0.2925   0.09023   0.08375  -0.0530   0.9661   0.1001
  -7.750  -0.2847   0.08572   0.07921  -0.0583   0.9544   0.0991
  -7.500  -0.2749   0.08083   0.07427  -0.0644   0.9427   0.0997
  -7.250  -0.2650   0.07588   0.06922  -0.0704   0.9318   0.1001
  -7.000  -0.2501   0.07049   0.06369  -0.0768   0.9232   0.0994
  -6.750  -0.2423   0.06601   0.05904  -0.0805   0.9117   0.0997
  -6.500  -0.2309   0.06124   0.05402  -0.0848   0.9019   0.1014
  -6.250  -0.2149   0.05659   0.04904  -0.0885   0.8934   0.1020
  -6.000  -0.2027   0.05288   0.04500  -0.0899   0.8838   0.1022
  -5.750  -0.1842   0.04870   0.04024  -0.0925   0.8761   0.1040
  -5.500  -0.1687   0.04588   0.03700  -0.0927   0.8671   0.1057
  -5.250  -0.1441   0.04380   0.03472  -0.0935   0.8603   0.1070
  -5.000  -0.1206   0.04174   0.03235  -0.0939   0.8535   0.1079
  -4.750  -0.0998   0.04015   0.03050  -0.0936   0.8452   0.1093
  -4.500  -0.0686   0.03854   0.02859  -0.0949   0.8404   0.1127
  -4.250  -0.0521   0.03742   0.02716  -0.0936   0.8309   0.1151
  -4.000  -0.0226   0.03582   0.02514  -0.0942   0.8253   0.1170
  -3.750   0.0012   0.03466   0.02361  -0.0938   0.8181   0.1184
  -3.500   0.0266   0.03365   0.02224  -0.0935   0.8109   0.1201
  -3.250   0.0593   0.03269   0.02122  -0.0943   0.8064   0.1233
  -3.000   0.0772   0.03240   0.02086  -0.0929   0.7975   0.1270
  -2.500   0.1395   0.03101   0.01900  -0.0936   0.7870   0.1353
  -2.250   0.1584   0.03079   0.01879  -0.0923   0.7782   0.1383
  -2.000   0.1919   0.03024   0.01815  -0.0930   0.7734   0.1436
  -1.750   0.2146   0.03011   0.01789  -0.0921   0.7660   0.1497
  -1.500   0.2403   0.02990   0.01769  -0.0918   0.7594   0.1591
  -1.250   0.2739   0.02943   0.01720  -0.0925   0.7552   0.1743
  -1.000   0.2889   0.02957   0.01738  -0.0906   0.7460   0.1890
  -0.750   0.3178   0.02913   0.01705  -0.0907   0.7407   0.2205
  -0.500   0.3418   0.02876   0.01700  -0.0902   0.7346   0.2798
   0.000   0.4304   0.02677   0.01694  -0.0956   0.7237   1.0000
   0.250   0.4488   0.02725   0.01719  -0.0941   0.7161   1.0000
   0.500   0.4700   0.02763   0.01736  -0.0930   0.7088   1.0000
   0.750   0.5027   0.02763   0.01712  -0.0933   0.7045   1.0000
   1.000   0.5107   0.02849   0.01788  -0.0905   0.6941   1.0000
   1.250   0.5414   0.02854   0.01776  -0.0906   0.6891   1.0000
   1.500   0.5532   0.02931   0.01843  -0.0884   0.6797   1.0000
   1.750   0.5808   0.02946   0.01845  -0.0880   0.6737   1.0000
   2.000   0.5992   0.03000   0.01889  -0.0866   0.6658   1.0000
   2.250   0.6209   0.03038   0.01919  -0.0855   0.6583   1.0000
   2.750   0.6612   0.03131   0.01999  -0.0831   0.6429   1.0000
   3.000   0.6952   0.03117   0.01976  -0.0834   0.6383   1.0000
   3.250   0.7017   0.03225   0.02083  -0.0807   0.6274   1.0000
   3.500   0.7344   0.03214   0.02067  -0.0809   0.6223   1.0000
   3.750   0.7423   0.03320   0.02172  -0.0784   0.6118   1.0000
   4.000   0.7736   0.03312   0.02162  -0.0783   0.6062   1.0000
   4.500   0.8126   0.03411   0.02259  -0.0758   0.5899   1.0000
   5.000   0.8515   0.03507   0.02359  -0.0732   0.5733   1.0000
   5.250   0.8589   0.03619   0.02474  -0.0708   0.5628   1.0000
   5.500   0.8900   0.03603   0.02460  -0.0706   0.5565   1.0000
   5.750   0.8934   0.03730   0.02591  -0.0678   0.5454   1.0000
   6.000   0.9282   0.03694   0.02558  -0.0679   0.5395   1.0000
   6.250   0.9269   0.03845   0.02713  -0.0646   0.5277   1.0000
   6.500   0.9659   0.03781   0.02655  -0.0651   0.5223   1.0000
   6.750   0.9610   0.03956   0.02836  -0.0617   0.5099   1.0000
   7.000   1.0046   0.03857   0.02743  -0.0624   0.5050   1.0000
   7.250   0.9961   0.04062   0.02954  -0.0588   0.4921   1.0000
   7.500   1.0039   0.04179   0.03077  -0.0568   0.4815   1.0000
   7.750   1.0345   0.04138   0.03042  -0.0562   0.4742   1.0000
   8.000   1.0320   0.04331   0.03244  -0.0538   0.4619   1.0000
   8.250   1.0782   0.04163   0.03081  -0.0539   0.4562   1.0000
   8.500   1.0708   0.04387   0.03314  -0.0512   0.4430   1.0000
   8.750   1.0738   0.04545   0.03479  -0.0492   0.4309   1.0000
   9.000   1.1214   0.04327   0.03267  -0.0489   0.4237   1.0000
   9.250   1.1146   0.04558   0.03507  -0.0466   0.4105   1.0000
   9.500   1.1162   0.04736   0.03693  -0.0448   0.3981   1.0000
   9.750   1.1388   0.04724   0.03688  -0.0436   0.3882   1.0000
  10.000   1.1565   0.04760   0.03730  -0.0423   0.3776   1.0000
  10.250   1.1545   0.04989   0.03969  -0.0408   0.3655   1.0000
  10.500   1.1723   0.05032   0.04017  -0.0395   0.3554   1.0000
  10.750   1.1903   0.05072   0.04063  -0.0383   0.3451   1.0000
  11.000   1.1864   0.05340   0.04344  -0.0370   0.3334   1.0000
  11.250   1.2055   0.05375   0.04383  -0.0359   0.3238   1.0000
  11.500   1.2148   0.05512   0.04529  -0.0348   0.3133   1.0000
  11.750   1.2105   0.05805   0.04833  -0.0338   0.3025   1.0000
  12.000   1.2376   0.05758   0.04788  -0.0326   0.2938   1.0000
  12.250   1.2257   0.06149   0.05195  -0.0319   0.2834   1.0000
  12.500   1.2323   0.06342   0.05396  -0.0311   0.2747   1.0000
  12.750   1.2404   0.06515   0.05578  -0.0303   0.2661   1.0000
  13.000   1.2299   0.06930   0.06007  -0.0301   0.2574   1.0000
  13.250   1.2472   0.06997   0.06080  -0.0292   0.2502   1.0000
  13.500   1.2227   0.07625   0.06726  -0.0299   0.2424   1.0000
  13.750   1.2355   0.07759   0.06869  -0.0292   0.2361   1.0000
  14.000   1.2036   0.08548   0.07673  -0.0308   0.2289   1.0000
  14.250   1.1947   0.09017   0.08154  -0.0316   0.2222   1.0000
  14.500   1.1286   0.10521   0.09664  -0.0371   0.2130   1.0000
  14.750   1.1250   0.10963   0.10115  -0.0381   0.2073   1.0000
  15.000   1.1668   0.10557   0.09728  -0.0351   0.2048   1.0000
  15.250   1.0628   0.13077   0.12235  -0.0469   0.1930   1.0000
  15.500   1.0847   0.13007   0.12180  -0.0455   0.1902   1.0000
<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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