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

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
<< Back to GOE 591 AIRFOIL (goe591-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 591 AIRFOIL (goe591-il)