GOE 591 AIRFOIL (goe591-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 591 AIRFOIL (goe591-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.04 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe591-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe591-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 591 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2784 0.11574 0.10910 -0.0344 1.0000 0.1769
-9.000 -0.2980 0.11616 0.10969 -0.0341 1.0000 0.1800
-8.750 -0.2885 0.11170 0.10528 -0.0326 1.0000 0.1842
-8.500 -0.2866 0.10925 0.10289 -0.0308 1.0000 0.1904
-8.250 -0.3058 0.10916 0.10296 -0.0291 1.0000 0.1947
-8.000 -0.3366 0.11024 0.10424 -0.0266 1.0000 0.1961
-7.750 -0.3128 0.10443 0.09842 -0.0246 1.0000 0.2029
-7.500 -0.3270 0.10358 0.09769 -0.0218 1.0000 0.2078
-7.250 -0.3561 0.10405 0.09833 -0.0186 1.0000 0.2104
-7.000 -0.3894 0.10475 0.09920 -0.0161 1.0000 0.2116
-6.750 -0.3700 0.09983 0.09429 -0.0130 1.0000 0.2195
-6.500 -0.3898 0.09913 0.09370 -0.0108 1.0000 0.2244
-6.250 -0.4205 0.09937 0.09406 -0.0118 1.0000 0.2274
-6.000 -0.4064 0.09516 0.08990 -0.0069 1.0000 0.2363
-5.750 -0.4328 0.09499 0.08981 -0.0095 1.0000 0.2431
-5.500 -0.4230 0.09123 0.08612 -0.0041 1.0000 0.2529
-5.000 -0.4425 0.08789 0.08285 -0.0066 1.0000 0.2752
-4.750 -0.4369 0.08466 0.07970 -0.0011 1.0000 0.2862
-4.500 -0.4381 0.08217 0.07724 0.0002 1.0000 0.2986
-4.250 -0.4387 0.07982 0.07493 0.0012 1.0000 0.3136
-4.000 -0.4393 0.07792 0.07302 0.0007 1.0000 0.3372
-3.750 -0.4382 0.07531 0.07046 0.0028 1.0000 0.3566
-3.500 -0.4366 0.07303 0.06825 0.0067 1.0000 0.3781
-3.250 -0.4374 0.07100 0.06628 0.0105 1.0000 0.4104
-2.250 -0.1568 0.04828 0.04050 -0.0547 0.9591 0.1855
-2.000 -0.1128 0.04559 0.03715 -0.0587 0.9485 0.1722
-1.750 -0.0670 0.04355 0.03435 -0.0625 0.9382 0.1680
-1.500 -0.0258 0.04241 0.03288 -0.0654 0.9273 0.1736
-1.250 0.0078 0.04142 0.03146 -0.0669 0.9158 0.1770
-1.000 0.0451 0.04054 0.03018 -0.0687 0.9047 0.1833
-0.750 0.0854 0.03998 0.02944 -0.0712 0.8944 0.2006
-0.500 0.1212 0.03944 0.02875 -0.0725 0.8833 0.2244
-0.250 0.1552 0.03892 0.02827 -0.0739 0.8720 0.2707
0.000 0.1933 0.03804 0.02799 -0.0758 0.8625 0.3854
0.250 0.2483 0.03616 0.02734 -0.0796 0.8526 1.0000
0.500 0.2711 0.03700 0.02780 -0.0795 0.8405 1.0000
0.750 0.2976 0.03789 0.02838 -0.0799 0.8293 1.0000
1.000 0.3364 0.03868 0.02886 -0.0820 0.8191 1.0000
1.250 0.3554 0.03963 0.02963 -0.0814 0.8075 1.0000
1.500 0.3738 0.04067 0.03050 -0.0809 0.7963 1.0000
1.750 0.4047 0.04155 0.03120 -0.0818 0.7862 1.0000
2.000 0.4304 0.04249 0.03200 -0.0821 0.7757 1.0000
2.250 0.4441 0.04369 0.03309 -0.0810 0.7644 1.0000
2.500 0.4704 0.04468 0.03397 -0.0813 0.7544 1.0000
2.750 0.4994 0.04556 0.03475 -0.0819 0.7443 1.0000
3.000 0.5085 0.04699 0.03612 -0.0804 0.7331 1.0000
3.250 0.5313 0.04809 0.03715 -0.0802 0.7228 1.0000
3.500 0.5654 0.04881 0.03781 -0.0811 0.7130 1.0000
3.750 0.5703 0.05048 0.03945 -0.0794 0.7015 1.0000
4.000 0.5877 0.05180 0.04074 -0.0787 0.6908 1.0000
4.250 0.6328 0.05205 0.04096 -0.0803 0.6815 1.0000
4.500 0.6316 0.05409 0.04299 -0.0782 0.6695 1.0000
4.750 0.6412 0.05581 0.04471 -0.0770 0.6584 1.0000
5.000 0.6685 0.05679 0.04570 -0.0771 0.6482 1.0000
5.250 0.6901 0.05799 0.04692 -0.0767 0.6376 1.0000
5.500 0.6911 0.06028 0.04922 -0.0752 0.6261 1.0000
5.750 0.7075 0.06186 0.05082 -0.0746 0.6155 1.0000
6.000 0.7453 0.06228 0.05131 -0.0750 0.6058 1.0000
6.250 0.7352 0.06543 0.05448 -0.0733 0.5944 1.0000
6.500 0.7433 0.06769 0.05678 -0.0725 0.5843 1.0000
6.750 0.7883 0.06763 0.05679 -0.0729 0.5746 1.0000
7.000 0.7682 0.07172 0.06091 -0.0713 0.5637 1.0000
7.250 0.7735 0.07435 0.06361 -0.0706 0.5539 1.0000
7.500 0.8137 0.07458 0.06393 -0.0706 0.5438 1.0000
7.750 0.7909 0.07919 0.06856 -0.0695 0.5340 1.0000
8.000 0.8006 0.08167 0.07110 -0.0691 0.5245 1.0000
8.250 0.8323 0.08231 0.07185 -0.0686 0.5125 1.0000
8.500 0.8204 0.08629 0.07587 -0.0680 0.5024 1.0000
8.750 0.8236 0.08916 0.07882 -0.0674 0.4914 1.0000
9.000 0.8423 0.09080 0.08055 -0.0668 0.4796 1.0000
9.250 0.8734 0.09130 0.08117 -0.0659 0.4670 1.0000
9.500 0.8489 0.09680 0.08670 -0.0661 0.4583 1.0000
9.750 0.8579 0.09950 0.08948 -0.0657 0.4480 1.0000
10.000 0.8905 0.10011 0.09026 -0.0649 0.4367 1.0000
10.250 0.8588 0.10703 0.09719 -0.0661 0.4325 1.0000
10.500 0.8555 0.11138 0.10161 -0.0667 0.4272 1.0000
10.750 0.8636 0.11457 0.10489 -0.0668 0.4186 1.0000
11.000 0.8537 0.11989 0.11027 -0.0681 0.4178 1.0000
11.250 0.8625 0.12504 0.11554 -0.0697 0.4228 1.0000
14.250 1.2963 0.08084 0.07417 -0.0292 0.2144 1.0000
14.750 1.2627 0.08816 0.08136 -0.0289 0.1682 1.0000
15.000 1.2531 0.09128 0.08410 -0.0285 0.1404 1.0000
15.250 1.1873 0.11055 0.10405 -0.0376 0.1713 1.0000
15.500 1.2406 0.09990 0.09252 -0.0291 0.1149 1.0000
15.750 1.2467 0.10243 0.09490 -0.0285 0.1052 1.0000
16.000 1.2255 0.11018 0.10297 -0.0316 0.1035 1.0000
16.250 1.1995 0.11934 0.11240 -0.0358 0.1034 1.0000
16.500 1.1673 0.13054 0.12380 -0.0415 0.1050 1.0000
16.750 1.1338 0.14312 0.13646 -0.0483 0.1065 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 591 AIRFOIL (goe591-il)