GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 45.94 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe592-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe592-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 0.0901 0.10041 0.09470 -0.1213 0.9031 0.0736
-9.750 0.1017 0.09770 0.09197 -0.1233 0.8981 0.0753
-9.500 0.1008 0.09566 0.08993 -0.1271 0.8918 0.0782
-9.250 0.0941 0.09393 0.08822 -0.1282 0.8821 0.0786
-9.000 0.1001 0.09086 0.08513 -0.1316 0.8772 0.0787
-8.750 0.0981 0.08887 0.08318 -0.1304 0.8676 0.0788
-8.500 0.1220 0.08542 0.07970 -0.1299 0.8642 0.0796
-8.250 0.1376 0.08249 0.07674 -0.1312 0.8602 0.0802
-8.000 0.1405 0.08080 0.07507 -0.1297 0.8518 0.0811
-7.750 0.1489 0.07874 0.07300 -0.1299 0.8457 0.0834
-7.500 0.1556 0.07621 0.07044 -0.1314 0.8406 0.0849
-7.250 0.1262 0.07277 0.06701 -0.1300 0.8280 0.0690
-6.750 0.1091 0.06487 0.05901 -0.1345 0.8109 0.0629
-6.500 0.1232 0.06169 0.05574 -0.1368 0.8070 0.0626
-6.250 0.1159 0.05865 0.05263 -0.1368 0.7969 0.0628
-6.000 0.1328 0.05706 0.05103 -0.1368 0.7923 0.0639
-5.750 0.1531 0.05425 0.04810 -0.1391 0.7890 0.0649
-5.500 0.1505 0.05206 0.04584 -0.1376 0.7794 0.0650
-5.250 0.1659 0.04801 0.04157 -0.1399 0.7745 0.0650
-5.000 0.1893 0.04396 0.03721 -0.1428 0.7714 0.0654
-4.750 0.1913 0.04219 0.03530 -0.1404 0.7624 0.0664
-4.500 0.2110 0.03849 0.03117 -0.1416 0.7578 0.0685
-4.250 0.2354 0.03369 0.02552 -0.1433 0.7548 0.0704
-4.000 0.2510 0.03304 0.02483 -0.1417 0.7486 0.0712
-3.750 0.2690 0.03246 0.02419 -0.1404 0.7426 0.0727
-3.500 0.2977 0.03103 0.02247 -0.1409 0.7392 0.0755
-3.250 0.3303 0.02885 0.01961 -0.1420 0.7367 0.0786
-3.000 0.3417 0.02854 0.01929 -0.1395 0.7295 0.0800
-2.750 0.3647 0.02809 0.01880 -0.1387 0.7244 0.0823
-2.500 0.3963 0.02716 0.01761 -0.1394 0.7212 0.0859
-2.250 0.4318 0.02606 0.01618 -0.1406 0.7188 0.0894
-2.000 0.4405 0.02616 0.01632 -0.1374 0.7111 0.0915
-1.750 0.4656 0.02574 0.01582 -0.1369 0.7063 0.0948
-1.500 0.4987 0.02506 0.01490 -0.1376 0.7032 0.0988
-1.250 0.5353 0.02436 0.01415 -0.1390 0.7008 0.1028
-1.000 0.5405 0.02465 0.01447 -0.1352 0.6927 0.1050
-0.750 0.5670 0.02435 0.01408 -0.1348 0.6882 0.1093
-0.500 0.6010 0.02383 0.01347 -0.1357 0.6851 0.1138
-0.250 0.6383 0.02329 0.01293 -0.1372 0.6826 0.1185
0.000 0.6385 0.02381 0.01350 -0.1325 0.6740 0.1214
0.250 0.6662 0.02360 0.01322 -0.1323 0.6698 0.1266
0.500 0.7009 0.02315 0.01281 -0.1334 0.6668 0.1322
0.750 0.7248 0.02313 0.01278 -0.1327 0.6621 0.1392
1.000 0.7335 0.02346 0.01315 -0.1294 0.6550 0.1443
1.250 0.7632 0.02326 0.01295 -0.1296 0.6511 0.1538
1.500 0.8018 0.02289 0.01258 -0.1313 0.6482 0.1710
1.750 0.8099 0.02331 0.01309 -0.1280 0.6414 0.1866
2.000 0.8283 0.02341 0.01331 -0.1265 0.6358 0.2211
2.250 0.8845 0.02169 0.01326 -0.1319 0.6327 1.0000
2.500 0.9228 0.02157 0.01293 -0.1335 0.6297 1.0000
2.750 0.9188 0.02241 0.01377 -0.1282 0.6217 1.0000
3.000 0.9413 0.02264 0.01390 -0.1272 0.6166 1.0000
3.250 0.9780 0.02255 0.01367 -0.1286 0.6131 1.0000
3.500 0.9892 0.02307 0.01415 -0.1258 0.6070 1.0000
3.750 0.9983 0.02366 0.01472 -0.1228 0.6004 1.0000
4.000 1.0309 0.02364 0.01460 -0.1235 0.5964 1.0000
4.250 1.0683 0.02352 0.01438 -0.1249 0.5928 1.0000
4.500 1.0548 0.02476 0.01569 -0.1185 0.5838 1.0000
4.750 1.0839 0.02480 0.01566 -0.1187 0.5792 1.0000
5.000 1.1247 0.02452 0.01529 -0.1206 0.5759 1.0000
5.250 1.1088 0.02597 0.01684 -0.1141 0.5665 1.0000
5.500 1.1368 0.02601 0.01682 -0.1141 0.5616 1.0000
5.750 1.1780 0.02564 0.01637 -0.1159 0.5580 1.0000
6.000 1.1596 0.02731 0.01815 -0.1095 0.5481 1.0000
6.250 1.1903 0.02719 0.01798 -0.1098 0.5432 1.0000
6.500 1.2023 0.02784 0.01866 -0.1076 0.5366 1.0000
6.750 1.2092 0.02871 0.01956 -0.1049 0.5289 1.0000
7.000 1.2443 0.02838 0.01917 -0.1057 0.5244 1.0000
7.250 1.2362 0.02999 0.02087 -0.1013 0.5155 1.0000
7.500 1.2587 0.03020 0.02109 -0.1006 0.5097 1.0000
7.750 1.2899 0.03003 0.02089 -0.1009 0.5051 1.0000
8.000 1.2780 0.03199 0.02296 -0.0965 0.4956 1.0000
8.250 1.3093 0.03170 0.02264 -0.0967 0.4905 1.0000
8.500 1.3042 0.03342 0.02446 -0.0932 0.4814 1.0000
8.750 1.3266 0.03357 0.02459 -0.0925 0.4746 1.0000
9.000 1.3314 0.03477 0.02585 -0.0901 0.4661 1.0000
9.250 1.3472 0.03526 0.02634 -0.0888 0.4577 1.0000
9.500 1.3516 0.03656 0.02769 -0.0865 0.4486 1.0000
9.750 1.3674 0.03707 0.02820 -0.0853 0.4401 1.0000
10.000 1.3696 0.03863 0.02982 -0.0831 0.4309 1.0000
10.250 1.3869 0.03905 0.03024 -0.0820 0.4225 1.0000
10.500 1.3842 0.04106 0.03234 -0.0796 0.4124 1.0000
10.750 1.4064 0.04109 0.03232 -0.0789 0.4040 1.0000
11.000 1.3972 0.04376 0.03510 -0.0763 0.3930 1.0000
11.250 1.4100 0.04459 0.03593 -0.0751 0.3836 1.0000
11.500 1.4114 0.04644 0.03781 -0.0733 0.3724 1.0000
11.750 1.4107 0.04864 0.04009 -0.0717 0.3618 1.0000
12.000 1.4250 0.04938 0.04079 -0.0707 0.3526 1.0000
12.250 1.4193 0.05225 0.04378 -0.0691 0.3421 1.0000
12.500 1.4256 0.05391 0.04546 -0.0680 0.3327 1.0000
12.750 1.4285 0.05596 0.04755 -0.0668 0.3224 1.0000
13.000 1.4278 0.05851 0.05018 -0.0657 0.3123 1.0000
13.250 1.4338 0.06026 0.05192 -0.0648 0.3021 1.0000
13.500 1.4313 0.06312 0.05486 -0.0639 0.2913 1.0000
13.750 1.4313 0.06574 0.05752 -0.0631 0.2807 1.0000
14.000 1.4342 0.06797 0.05974 -0.0623 0.2698 1.0000
14.250 1.4309 0.07109 0.06291 -0.0617 0.2582 1.0000
14.500 1.4281 0.07421 0.06609 -0.0611 0.2465 1.0000
14.750 1.4262 0.07723 0.06911 -0.0607 0.2347 1.0000
15.000 1.4237 0.08037 0.07222 -0.0603 0.2224 1.0000
15.250 1.4183 0.08404 0.07592 -0.0602 0.2098 1.0000
15.500 1.4131 0.08773 0.07963 -0.0601 0.1973 1.0000
15.750 1.4082 0.09142 0.08333 -0.0602 0.1853 1.0000
16.000 1.4039 0.09506 0.08696 -0.0603 0.1742 1.0000
16.250 1.3999 0.09872 0.09059 -0.0606 0.1641 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)