GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 76.48 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe592-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe592-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.0728 0.10444 0.10046 -0.1209 0.9444 0.0612
-10.500 0.0918 0.10083 0.09682 -0.1261 0.9426 0.0634
-10.250 0.0743 0.09928 0.09528 -0.1341 0.9328 0.0647
-10.000 0.1069 0.09453 0.09051 -0.1336 0.9314 0.0653
-9.750 0.1337 0.09118 0.08714 -0.1352 0.9289 0.0665
-9.500 0.1549 0.08807 0.08400 -0.1385 0.9262 0.0682
-9.250 0.1602 0.08596 0.08190 -0.1390 0.9180 0.0699
-9.000 0.1469 0.08374 0.07965 -0.1469 0.9085 0.0723
-8.750 0.1427 0.08129 0.07723 -0.1456 0.8979 0.0727
-8.500 0.1707 0.07797 0.07389 -0.1450 0.8953 0.0734
-8.250 0.1931 0.07531 0.07119 -0.1457 0.8921 0.0745
-8.000 0.1964 0.07381 0.06971 -0.1441 0.8829 0.0759
-7.750 0.2040 0.07155 0.06742 -0.1451 0.8765 0.0782
-7.500 0.1845 0.07020 0.06610 -0.1449 0.8640 0.0805
-7.250 0.1579 0.06693 0.06277 -0.1514 0.8520 0.0816
-7.000 0.1740 0.06475 0.06062 -0.1478 0.8469 0.0822
-6.750 0.1920 0.06263 0.05848 -0.1466 0.8427 0.0831
-6.500 0.2105 0.06034 0.05613 -0.1474 0.8391 0.0845
-6.250 0.2107 0.05887 0.05469 -0.1461 0.8292 0.0861
-6.000 0.2136 0.05330 0.04878 -0.1568 0.8223 0.0922
-5.750 0.2217 0.05196 0.04752 -0.1537 0.8146 0.0928
-5.500 0.2387 0.05042 0.04600 -0.1523 0.8095 0.0942
-5.250 0.2606 0.04759 0.04252 -0.1591 0.8047 0.1033
-5.000 0.2668 0.04459 0.03970 -0.1568 0.7970 0.1042
-4.750 0.2857 0.04276 0.03792 -0.1560 0.7921 0.1053
-4.500 0.3100 0.04108 0.03619 -0.1563 0.7886 0.1075
-4.250 0.3271 0.03969 0.03471 -0.1559 0.7825 0.1124
-4.000 0.3434 0.03722 0.03202 -0.1563 0.7761 0.1194
-3.750 0.3687 0.03579 0.03054 -0.1565 0.7723 0.1228
-3.500 0.3918 0.02656 0.01986 -0.1582 0.7689 0.0903
-3.250 0.4046 0.02532 0.01837 -0.1557 0.7612 0.0908
-3.000 0.4309 0.02394 0.01658 -0.1553 0.7567 0.0916
-2.750 0.4610 0.02229 0.01483 -0.1561 0.7535 0.0941
-2.500 0.4830 0.02197 0.01451 -0.1551 0.7479 0.0971
-2.250 0.5056 0.02134 0.01370 -0.1540 0.7421 0.0999
-2.000 0.5360 0.02067 0.01272 -0.1541 0.7380 0.1029
-1.750 0.5689 0.01968 0.01164 -0.1551 0.7349 0.1069
-1.500 0.5860 0.01956 0.01155 -0.1531 0.7282 0.1099
-1.250 0.6121 0.01923 0.01111 -0.1526 0.7232 0.1138
-1.000 0.6443 0.01867 0.01038 -0.1532 0.7194 0.1177
-0.750 0.6724 0.01829 0.01002 -0.1532 0.7152 0.1220
-0.500 0.6912 0.01826 0.01001 -0.1515 0.7088 0.1261
-0.250 0.7198 0.01801 0.00968 -0.1514 0.7042 0.1302
0.000 0.7529 0.01751 0.00916 -0.1523 0.7006 0.1358
0.250 0.7727 0.01753 0.00924 -0.1508 0.6949 0.1409
0.500 0.7958 0.01747 0.00917 -0.1497 0.6893 0.1462
0.750 0.8259 0.01713 0.00887 -0.1501 0.6851 0.1545
1.000 0.8579 0.01700 0.00867 -0.1507 0.6813 0.1647
1.250 0.8721 0.01704 0.00889 -0.1482 0.6746 0.1763
1.500 0.8981 0.01684 0.00879 -0.1478 0.6697 0.2041
1.750 0.9612 0.01501 0.00871 -0.1550 0.6660 1.0000
2.000 0.9808 0.01528 0.00891 -0.1534 0.6603 1.0000
2.250 1.0015 0.01549 0.00906 -0.1520 0.6544 1.0000
2.500 1.0317 0.01554 0.00898 -0.1524 0.6498 1.0000
2.750 1.0592 0.01571 0.00905 -0.1522 0.6451 1.0000
3.000 1.0746 0.01601 0.00936 -0.1499 0.6386 1.0000
3.250 1.1026 0.01609 0.00936 -0.1499 0.6334 1.0000
3.500 1.1369 0.01616 0.00930 -0.1510 0.6292 1.0000
3.750 1.1472 0.01653 0.00973 -0.1478 0.6220 1.0000
4.000 1.1735 0.01663 0.00978 -0.1475 0.6164 1.0000
4.250 1.2088 0.01669 0.00970 -0.1488 0.6119 1.0000
4.500 1.2174 0.01705 0.01015 -0.1453 0.6045 1.0000
4.750 1.2437 0.01713 0.01018 -0.1450 0.5985 1.0000
5.000 1.2733 0.01724 0.01021 -0.1453 0.5930 1.0000
5.250 1.2844 0.01756 0.01059 -0.1423 0.5856 1.0000
5.500 1.3124 0.01763 0.01061 -0.1423 0.5799 1.0000
5.750 1.3337 0.01786 0.01083 -0.1411 0.5737 1.0000
6.000 1.3484 0.01810 0.01110 -0.1387 0.5664 1.0000
6.250 1.3801 0.01810 0.01100 -0.1394 0.5602 1.0000
6.500 1.3864 0.01844 0.01142 -0.1355 0.5522 1.0000
6.750 1.4093 0.01850 0.01143 -0.1346 0.5449 1.0000
7.000 1.4228 0.01876 0.01171 -0.1321 0.5376 1.0000
7.250 1.4352 0.01898 0.01195 -0.1293 0.5303 1.0000
7.500 1.4623 0.01912 0.01203 -0.1292 0.5240 1.0000
7.750 1.4610 0.01953 0.01253 -0.1241 0.5159 1.0000
8.000 1.4861 0.01961 0.01252 -0.1236 0.5085 1.0000
8.250 1.4853 0.02014 0.01314 -0.1189 0.5002 1.0000
8.500 1.5043 0.02035 0.01332 -0.1175 0.4928 1.0000
8.750 1.5099 0.02088 0.01391 -0.1140 0.4845 1.0000
9.000 1.5245 0.02121 0.01421 -0.1120 0.4764 1.0000
9.250 1.5311 0.02180 0.01485 -0.1089 0.4678 1.0000
9.500 1.5443 0.02221 0.01524 -0.1068 0.4591 1.0000
9.750 1.5475 0.02296 0.01605 -0.1034 0.4496 1.0000
10.250 1.5613 0.02438 0.01749 -0.0979 0.4302 1.0000
10.500 1.5726 0.02502 0.01811 -0.0958 0.4210 1.0000
10.750 1.5763 0.02600 0.01915 -0.0930 0.4114 1.0000
11.000 1.5840 0.02689 0.02005 -0.0907 0.4022 1.0000
11.250 1.5897 0.02789 0.02105 -0.0883 0.3923 1.0000
11.500 1.5926 0.02909 0.02233 -0.0857 0.3822 1.0000
11.750 1.5982 0.03020 0.02339 -0.0834 0.3719 1.0000
12.000 1.5991 0.03165 0.02491 -0.0809 0.3612 1.0000
12.250 1.6011 0.03311 0.02640 -0.0786 0.3504 1.0000
12.500 1.6041 0.03457 0.02782 -0.0765 0.3397 1.0000
12.750 1.6029 0.03643 0.02976 -0.0743 0.3278 1.0000
13.000 1.6024 0.03834 0.03169 -0.0722 0.3161 1.0000
13.250 1.6009 0.04039 0.03373 -0.0702 0.3039 1.0000
13.500 1.5973 0.04271 0.03603 -0.0683 0.2907 1.0000
13.750 1.5921 0.04530 0.03861 -0.0665 0.2765 1.0000
14.000 1.5847 0.04820 0.04151 -0.0647 0.2610 1.0000
14.250 1.5749 0.05147 0.04472 -0.0630 0.2443 1.0000
14.500 1.5631 0.05510 0.04832 -0.0616 0.2259 1.0000
14.750 1.5498 0.05902 0.05219 -0.0602 0.2068 1.0000
15.000 1.5359 0.06316 0.05625 -0.0591 0.1889 1.0000
15.250 1.5237 0.06723 0.06024 -0.0582 0.1739 1.0000
15.500 1.5152 0.07097 0.06392 -0.0575 0.1625 1.0000
15.750 1.5083 0.07453 0.06740 -0.0570 0.1543 1.0000
16.000 1.5072 0.07753 0.07042 -0.0566 0.1472 1.0000
16.250 1.5051 0.08055 0.07334 -0.0561 0.1419 1.0000
16.500 1.5087 0.08301 0.07589 -0.0559 0.1373 1.0000
16.750 1.5118 0.08548 0.07838 -0.0556 0.1333 1.0000
17.000 1.5176 0.08744 0.08026 -0.0552 0.1297 1.0000
17.250 1.5256 0.08925 0.08212 -0.0549 0.1268 1.0000
17.500 1.5324 0.09129 0.08424 -0.0547 0.1241 1.0000
17.750 1.5394 0.09327 0.08628 -0.0546 0.1213 1.0000
18.000 1.5489 0.09480 0.08779 -0.0543 0.1188 1.0000
18.250 1.5677 0.09487 0.08777 -0.0535 0.1160 1.0000
18.500 1.5714 0.09740 0.09047 -0.0537 0.1142 1.0000
18.750 1.5776 0.09955 0.09274 -0.0538 0.1122 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)