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

GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 32.12 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe592-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe592-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 592 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.1253   0.13151   0.12659  -0.0714   0.9505   0.0860
 -10.250  -0.1138   0.12869   0.12375  -0.0743   0.9450   0.0884
 -10.000  -0.1160   0.12813   0.12319  -0.0820   0.9406   0.0913
  -9.500  -0.0885   0.12026   0.11534  -0.0822   0.9285   0.0936
  -9.250  -0.0639   0.11644   0.11148  -0.0856   0.9258   0.0960
  -9.000  -0.0659   0.11499   0.11005  -0.0844   0.9166   0.0977
  -8.750  -0.0570   0.11259   0.10765  -0.0877   0.9114   0.1009
  -8.500  -0.0772   0.11305   0.10815  -0.0885   0.9015   0.1026
  -8.250  -0.1045   0.11380   0.10895  -0.0926   0.8924   0.1032
  -8.000  -0.0404   0.10507   0.10016  -0.0921   0.8932   0.1060
  -7.750  -0.0414   0.10374   0.09885  -0.0897   0.8849   0.1080
  -7.500  -0.0371   0.10182   0.09694  -0.0900   0.8785   0.1108
  -7.250  -0.0361   0.10003   0.09515  -0.0946   0.8740   0.1149
  -7.000  -0.0737   0.10113   0.09633  -0.0878   0.8605   0.1152
  -6.750  -0.1094   0.10190   0.09714  -0.0884   0.8482   0.1161
  -6.500  -0.1019   0.09792   0.09315  -0.0897   0.8431   0.1172
  -6.250  -0.0700   0.09383   0.08906  -0.0875   0.8415   0.1194
  -6.000  -0.0823   0.09316   0.08844  -0.0835   0.8329   0.1205
  -5.750  -0.0790   0.09131   0.08660  -0.0828   0.8267   0.1231
  -5.500  -0.0784   0.08972   0.08485  -0.0924   0.8190   0.1307
  -5.250  -0.0913   0.08783   0.08293  -0.0918   0.8099   0.1319
  -5.000  -0.0730   0.08441   0.07960  -0.0881   0.8073   0.1338
  -4.750  -0.0456   0.08151   0.07668  -0.0888   0.8050   0.1384
  -4.500  -0.0715   0.08178   0.07700  -0.0833   0.7939   0.1393
  -4.000  -0.0159   0.07477   0.06977  -0.0929   0.7874   0.1522
  -3.750  -0.0383   0.07509   0.07013  -0.0874   0.7767   0.1531
  -3.500  -0.0007   0.07189   0.06661  -0.0954   0.7726   0.1663
  -3.250   0.0245   0.06915   0.06395  -0.0946   0.7703   0.1712
  -3.000   0.0092   0.06951   0.06433  -0.0902   0.7605   0.1739
  -2.750   0.0405   0.06680   0.06144  -0.0942   0.7561   0.1868
  -2.500   0.0819   0.06419   0.05859  -0.0988   0.7534   0.2035
  -2.250   0.0735   0.06415   0.05861  -0.0948   0.7450   0.2056
  -2.000   0.0995   0.06275   0.05704  -0.0966   0.7398   0.2224
  -1.750   0.1331   0.06052   0.05474  -0.0982   0.7368   0.2419
  -1.500   0.1451   0.06015   0.05430  -0.0973   0.7305   0.2600
  -1.250   0.1515   0.05940   0.05363  -0.0950   0.7237   0.2665
  -1.000   0.2384   0.05186   0.04411  -0.1063   0.7215   0.1487
  -0.750   0.2798   0.04972   0.04165  -0.1080   0.7189   0.1449
  -0.500   0.2817   0.05034   0.04210  -0.1053   0.7103   0.1453
  -0.250   0.3070   0.04986   0.04128  -0.1050   0.7051   0.1469
   0.000   0.3446   0.04832   0.03951  -0.1061   0.7022   0.1497
   0.250   0.3873   0.04713   0.03825  -0.1077   0.7002   0.1555
   0.500   0.3715   0.04908   0.04017  -0.1032   0.6882   0.1561
   0.750   0.4075   0.04845   0.03930  -0.1039   0.6850   0.1615
   1.000   0.4501   0.04738   0.03805  -0.1052   0.6830   0.1672
   1.250   0.4346   0.04953   0.04022  -0.1010   0.6710   0.1684
   1.500   0.4701   0.04901   0.03968  -0.1016   0.6676   0.1764
   1.750   0.5121   0.04819   0.03874  -0.1027   0.6656   0.1843
   2.000   0.4951   0.05066   0.04126  -0.0987   0.6535   0.1856
   2.250   0.5316   0.05018   0.04081  -0.0994   0.6501   0.1971
   2.500   0.5727   0.04930   0.04000  -0.1004   0.6480   0.2103
   2.750   0.5526   0.05225   0.04299  -0.0963   0.6356   0.2124
   3.000   0.5917   0.05174   0.04253  -0.0973   0.6324   0.2349
   3.250   0.6403   0.05055   0.04169  -0.0994   0.6305   0.3157
   3.500   0.6404   0.05234   0.04495  -0.0994   0.6183   1.0000
   3.750   0.6763   0.05218   0.04450  -0.0997   0.6149   1.0000
   4.000   0.7190   0.05155   0.04368  -0.1005   0.6129   1.0000
   4.250   0.6965   0.05521   0.04737  -0.0969   0.5995   1.0000
   4.500   0.7349   0.05477   0.04680  -0.0974   0.5967   1.0000
   4.750   0.7786   0.05393   0.04584  -0.0982   0.5949   1.0000
   5.000   0.7536   0.05795   0.04989  -0.0947   0.5808   1.0000
   5.250   0.7949   0.05717   0.04902  -0.0952   0.5785   1.0000
   5.500   0.8404   0.05598   0.04776  -0.0959   0.5770   1.0000
   5.750   0.8132   0.06036   0.05217  -0.0926   0.5623   1.0000
   6.000   0.8395   0.06067   0.05244  -0.0921   0.5574   1.0000
   6.250   0.8336   0.06349   0.05528  -0.0902   0.5463   1.0000
   6.500   0.8753   0.06241   0.05415  -0.0905   0.5440   1.0000
   6.750   0.9196   0.06100   0.05272  -0.0909   0.5425   1.0000
   7.000   0.8935   0.06573   0.05749  -0.0881   0.5277   1.0000
   7.250   0.9210   0.06580   0.05754  -0.0877   0.5233   1.0000
   8.000   0.9313   0.07262   0.06444  -0.0840   0.4956   1.0000
   8.250   0.9702   0.07141   0.06323  -0.0839   0.4932   1.0000
   8.500   1.0120   0.06985   0.06169  -0.0837   0.4916   1.0000
   8.750   0.9842   0.07553   0.06742  -0.0819   0.4769   1.0000
   9.000   1.0254   0.07388   0.06578  -0.0817   0.4751   1.0000
   9.250   1.0702   0.07172   0.06366  -0.0814   0.4741   1.0000
   9.500   0.9846   0.08426   0.07626  -0.0792   0.4489   1.0000
   9.750   1.0099   0.08437   0.07641  -0.0787   0.4443   1.0000
  10.000   1.0530   0.08207   0.07414  -0.0781   0.4422   1.0000
  10.250   1.1079   0.07784   0.06995  -0.0773   0.4411   1.0000
  10.500   1.1687   0.07235   0.06449  -0.0764   0.4407   1.0000
  10.750   1.2326   0.06626   0.05845  -0.0757   0.4408   1.0000
  11.000   1.3090   0.05924   0.05147  -0.0759   0.4414   1.0000
  11.250   1.4198   0.04977   0.04201  -0.0786   0.4418   1.0000
  11.500   1.3601   0.05741   0.04975  -0.0739   0.4264   1.0000
  11.750   1.4680   0.04892   0.04125  -0.0770   0.4255   1.0000
  12.000   1.4069   0.05650   0.04895  -0.0721   0.4114   1.0000
  12.250   1.5248   0.04747   0.03986  -0.0760   0.4082   1.0000
  12.500   1.4704   0.05396   0.04650  -0.0710   0.3960   1.0000
  12.750   1.5477   0.04871   0.04117  -0.0729   0.3880   1.0000
  13.000   1.5325   0.05160   0.04417  -0.0700   0.3769   1.0000
  13.250   1.5245   0.05408   0.04673  -0.0678   0.3659   1.0000
  13.500   1.5588   0.05256   0.04516  -0.0674   0.3544   1.0000
  13.750   1.5618   0.05393   0.04655  -0.0656   0.3417   1.0000
  14.000   1.5452   0.05734   0.05006  -0.0634   0.3288   1.0000
  14.250   1.5419   0.05956   0.05229  -0.0617   0.3147   1.0000
  14.500   1.5392   0.06175   0.05446  -0.0602   0.2989   1.0000
  14.750   1.5351   0.06420   0.05686  -0.0588   0.2816   1.0000
  15.000   1.5316   0.06667   0.05923  -0.0575   0.2632   1.0000
  15.250   1.5338   0.06860   0.06093  -0.0563   0.2445   1.0000
  15.500   1.5320   0.07123   0.06339  -0.0552   0.2280   1.0000
  15.750   1.5286   0.07422   0.06633  -0.0544   0.2146   1.0000
  16.000   1.5261   0.07726   0.06938  -0.0537   0.2035   1.0000
  16.250   1.5351   0.07892   0.07095  -0.0531   0.1945   1.0000
  16.500   1.5408   0.08106   0.07310  -0.0526   0.1868   1.0000
  16.750   1.5532   0.08245   0.07446  -0.0520   0.1805   1.0000
  17.000   1.5554   0.08514   0.07726  -0.0517   0.1750   1.0000
  17.250   1.5844   0.08454   0.07647  -0.0510   0.1692   1.0000
  17.500   1.5773   0.08840   0.08058  -0.0510   0.1656   1.0000
  17.750   1.5786   0.09129   0.08363  -0.0508   0.1618   1.0000
  18.000   1.5950   0.09228   0.08461  -0.0505   0.1580   1.0000
  18.250   1.6192   0.09256   0.08486  -0.0500   0.1541   1.0000
  18.500   1.6042   0.09744   0.09004  -0.0504   0.1520   1.0000
  18.750   1.5920   0.10208   0.09493  -0.0509   0.1496   1.0000
  19.000   1.5860   0.10602   0.09904  -0.0515   0.1472   1.0000
  19.250   1.5995   0.10739   0.10044  -0.0514   0.1444   1.0000
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)