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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)