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

Polar data table (+)

Polar graphs


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