GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 592 AIRFOIL (goe592-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.28 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe592-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe592-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3460 0.15580 0.14975 -0.0202 1.0000 0.1461
-9.500 -0.3687 0.15734 0.15139 -0.0200 1.0000 0.1470
-9.250 -0.3944 0.15903 0.15317 -0.0196 1.0000 0.1474
-9.000 -0.3569 0.14934 0.14346 -0.0172 1.0000 0.1504
-8.750 -0.3542 0.14685 0.14100 -0.0157 1.0000 0.1533
-8.500 -0.3578 0.14521 0.13940 -0.0145 1.0000 0.1567
-8.250 -0.3670 0.14424 0.13848 -0.0136 1.0000 0.1604
-8.000 -0.3862 0.14451 0.13882 -0.0131 1.0000 0.1630
-7.750 -0.4156 0.14587 0.14027 -0.0123 1.0000 0.1641
-7.500 -0.4467 0.14694 0.14144 -0.0108 1.0000 0.1645
-7.250 -0.3960 0.13748 0.13194 -0.0094 1.0000 0.1698
-7.000 -0.3990 0.13560 0.13009 -0.0079 1.0000 0.1735
-6.750 -0.4101 0.13436 0.12890 -0.0066 1.0000 0.1771
-6.500 -0.4313 0.13395 0.12856 -0.0051 1.0000 0.1799
-6.250 -0.4620 0.13435 0.12904 -0.0044 1.0000 0.1816
-6.000 -0.4851 0.13413 0.12888 -0.0086 1.0000 0.1829
-5.750 -0.4637 0.12801 0.12278 -0.0018 1.0000 0.1861
-5.500 -0.4612 0.12546 0.12026 0.0001 1.0000 0.1901
-5.250 -0.4671 0.12352 0.11835 0.0005 1.0000 0.1949
-5.000 -0.4852 0.12365 0.11843 -0.0089 1.0000 0.2010
-4.750 -0.4812 0.11893 0.11381 -0.0032 1.0000 0.2034
-4.500 -0.4770 0.11617 0.11108 0.0003 1.0000 0.2085
-4.250 -0.4757 0.11550 0.11028 -0.0112 1.0000 0.2201
-4.000 -0.4755 0.11116 0.10606 -0.0046 1.0000 0.2224
-3.750 -0.4723 0.10856 0.10350 -0.0014 1.0000 0.2279
-3.500 -0.4620 0.10634 0.10118 -0.0092 1.0000 0.2400
-3.250 -0.4607 0.10326 0.09817 -0.0046 1.0000 0.2440
-3.000 -0.4455 0.10127 0.09607 -0.0110 1.0000 0.2588
-2.750 -0.4446 0.09826 0.09314 -0.0064 1.0000 0.2636
-2.500 -0.4267 0.09597 0.09079 -0.0103 0.9978 0.2799
-2.250 -0.4046 0.09399 0.08878 -0.0131 0.9925 0.2991
-2.000 -0.3868 0.09189 0.08666 -0.0143 0.9862 0.3191
-1.750 -0.3677 0.09031 0.08507 -0.0151 0.9811 0.3418
-1.500 -0.3501 0.08846 0.08320 -0.0170 0.9739 0.3745
-1.250 -0.3347 0.08714 0.08191 -0.0156 0.9687 0.4032
-1.000 -0.3297 0.08540 0.08021 -0.0130 0.9617 0.4515
-0.750 -0.3245 0.08387 0.07879 -0.0075 0.9561 0.4951
-0.500 -0.3284 0.08197 0.07697 -0.0012 0.9509 0.5372
-0.250 -0.3253 0.08033 0.07540 0.0039 0.9438 0.5904
0.000 -0.3193 0.07894 0.07406 0.0084 0.9396 0.6310
0.250 -0.3144 0.07667 0.07182 0.0114 0.9320 0.6598
0.500 -0.2845 0.07562 0.07071 0.0080 0.9259 0.6854
0.750 -0.2650 0.07382 0.06888 0.0063 0.9206 0.6934
1.000 0.0479 0.07598 0.06736 -0.0771 0.9084 0.2322
1.250 0.0609 0.07495 0.06611 -0.0764 0.9010 0.2292
1.500 0.0956 0.07558 0.06637 -0.0788 0.8936 0.2284
1.750 0.1218 0.07635 0.06683 -0.0800 0.8891 0.2276
2.000 0.1416 0.07633 0.06661 -0.0801 0.8792 0.2307
2.250 0.1805 0.07848 0.06839 -0.0828 0.8742 0.2349
2.500 0.1870 0.07797 0.06772 -0.0811 0.8652 0.2373
2.750 0.2205 0.07958 0.06922 -0.0832 0.8582 0.2451
3.000 0.2344 0.08023 0.06974 -0.0827 0.8517 0.2504
3.250 0.2646 0.08173 0.07097 -0.0843 0.8424 0.2593
3.500 0.2918 0.08377 0.07293 -0.0858 0.8374 0.2704
3.750 0.3085 0.08432 0.07341 -0.0857 0.8267 0.2797
4.000 0.3520 0.08777 0.07686 -0.0893 0.8216 0.3026
4.250 0.3522 0.08728 0.07638 -0.0870 0.8106 0.3136
4.500 0.3931 0.09016 0.07954 -0.0903 0.8048 0.3609
4.750 0.3973 0.09004 0.07995 -0.0891 0.7954 0.4249
5.000 0.4353 0.09192 0.08230 -0.0910 0.7876 1.0000
5.250 0.4350 0.09246 0.08270 -0.0889 0.7774 1.0000
5.500 0.4709 0.09608 0.08602 -0.0912 0.7700 1.0000
5.750 0.4687 0.09656 0.08645 -0.0891 0.7592 1.0000
6.000 0.5057 0.10049 0.09019 -0.0916 0.7523 1.0000
6.250 0.5009 0.10079 0.09048 -0.0894 0.7411 1.0000
6.500 0.5405 0.10518 0.09471 -0.0921 0.7344 1.0000
6.750 0.5319 0.10516 0.09470 -0.0896 0.7229 1.0000
7.000 0.5694 0.10957 0.09899 -0.0922 0.7168 1.0000
7.250 0.5622 0.10966 0.09910 -0.0899 0.7046 1.0000
7.500 0.5953 0.11390 0.10326 -0.0920 0.6991 1.0000
7.750 0.5891 0.11422 0.10361 -0.0901 0.6874 1.0000
8.000 0.6216 0.11847 0.10780 -0.0921 0.6815 1.0000
8.250 0.6155 0.11887 0.10823 -0.0903 0.6699 1.0000
8.500 0.6524 0.12358 0.11291 -0.0927 0.6645 1.0000
8.750 0.6386 0.12359 0.11296 -0.0905 0.6538 1.0000
9.000 0.6737 0.12793 0.11727 -0.0925 0.6473 1.0000
9.250 0.6621 0.12842 0.11779 -0.0908 0.6378 1.0000
9.500 0.6892 0.13197 0.12135 -0.0921 0.6309 1.0000
9.750 0.6859 0.13355 0.12296 -0.0913 0.6234 1.0000
10.000 0.7072 0.13642 0.12585 -0.0921 0.6144 1.0000
10.250 0.7153 0.13924 0.12869 -0.0923 0.6093 1.0000
10.500 0.7238 0.14101 0.13050 -0.0922 0.5989 1.0000
10.750 0.7502 0.14552 0.13504 -0.0936 0.5937 1.0000
11.000 0.7436 0.14590 0.13548 -0.0928 0.5828 1.0000
11.250 0.7797 0.15136 0.14097 -0.0946 0.5768 1.0000
11.500 0.7654 0.15096 0.14062 -0.0935 0.5656 1.0000
11.750 0.7935 0.15568 0.14539 -0.0948 0.5588 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)