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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.27 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe592-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe592-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.1007   0.13488   0.12766  -0.0773   0.9392   0.1099
 -10.500  -0.1056   0.13436   0.12716  -0.0803   0.9320   0.1120
 -10.250  -0.0934   0.13080   0.12361  -0.0837   0.9282   0.1132
 -10.000  -0.0739   0.12640   0.11918  -0.0828   0.9225   0.1159
  -9.750  -0.0631   0.12366   0.11644  -0.0838   0.9166   0.1185
  -9.500  -0.0501   0.12083   0.11360  -0.0867   0.9125   0.1220
  -9.250  -0.0559   0.11987   0.11267  -0.0868   0.9038   0.1248
  -9.000  -0.0634   0.11929   0.11212  -0.0902   0.8967   0.1264
  -8.750  -0.0795   0.11917   0.11206  -0.0900   0.8867   0.1268
  -8.500  -0.0375   0.11224   0.10508  -0.0891   0.8850   0.1307
  -8.250  -0.0239   0.10953   0.10236  -0.0904   0.8802   0.1351
  -8.000  -0.0258   0.10811   0.10096  -0.0909   0.8731   0.1391
  -7.750  -0.0451   0.10817   0.10108  -0.0903   0.8631   0.1415
  -7.500  -0.0675   0.10822   0.10120  -0.0886   0.8529   0.1421
  -7.250  -0.0789   0.10700   0.09999  -0.0909   0.8442   0.1426
  -7.000  -0.0468   0.10153   0.09452  -0.0894   0.8429   0.1446
  -6.750  -0.0529   0.10015   0.09319  -0.0859   0.8341   0.1459
  -6.500  -0.0451   0.09780   0.09083  -0.0853   0.8283   0.1487
  -6.250  -0.0349   0.09523   0.08823  -0.0879   0.8240   0.1552
  -6.000  -0.0629   0.09544   0.08850  -0.0855   0.8114   0.1579
  -5.750  -0.0559   0.09251   0.08547  -0.0921   0.8064   0.1600
  -5.250  -0.0533   0.08376   0.07653  -0.0927   0.7918   0.1113
  -4.750  -0.0424   0.07686   0.06937  -0.0958   0.7784   0.0989
  -4.500  -0.0227   0.07346   0.06581  -0.0986   0.7740   0.0989
  -4.250   0.0052   0.06959   0.06170  -0.1026   0.7711   0.0990
  -4.000   0.0009   0.06848   0.06053  -0.1002   0.7616   0.0987
  -3.750   0.0237   0.06555   0.05739  -0.1022   0.7573   0.0982
  -3.500   0.0551   0.06208   0.05360  -0.1056   0.7544   0.0982
  -3.250   0.0643   0.06016   0.05134  -0.1056   0.7466   0.0994
  -3.000   0.0850   0.05837   0.04939  -0.1061   0.7414   0.1009
  -2.750   0.1143   0.05641   0.04722  -0.1075   0.7380   0.1023
  -2.500   0.1489   0.05425   0.04476  -0.1096   0.7356   0.1042
  -2.250   0.1495   0.05428   0.04466  -0.1069   0.7260   0.1056
  -2.000   0.1794   0.05264   0.04262  -0.1081   0.7220   0.1089
  -1.750   0.2156   0.05067   0.04005  -0.1099   0.7193   0.1117
  -1.500   0.2249   0.05068   0.03994  -0.1082   0.7117   0.1139
  -1.250   0.2462   0.05029   0.03949  -0.1077   0.7062   0.1171
  -1.000   0.2781   0.04929   0.03820  -0.1084   0.7028   0.1208
  -0.750   0.3149   0.04817   0.03660  -0.1096   0.7005   0.1264
  -0.500   0.3143   0.04910   0.03749  -0.1066   0.6904   0.1282
  -0.250   0.3428   0.04863   0.03693  -0.1069   0.6863   0.1322
   0.000   0.3765   0.04799   0.03607  -0.1075   0.6836   0.1388
   0.250   0.3795   0.04902   0.03695  -0.1049   0.6743   0.1413
   0.500   0.4044   0.04885   0.03672  -0.1046   0.6696   0.1461
   0.750   0.4389   0.04847   0.03618  -0.1053   0.6665   0.1534
   1.250   0.4707   0.04975   0.03727  -0.1031   0.6527   0.1635
   1.500   0.5031   0.04954   0.03698  -0.1036   0.6493   0.1730
   1.750   0.5395   0.04908   0.03647  -0.1044   0.6470   0.1832
   2.000   0.5328   0.05111   0.03853  -0.1014   0.6355   0.1881
   2.250   0.5636   0.05099   0.03840  -0.1017   0.6319   0.2025
   2.500   0.5992   0.05058   0.03805  -0.1024   0.6294   0.2255
   2.750   0.5930   0.05276   0.04032  -0.0997   0.6179   0.2378
   3.000   0.6237   0.05251   0.04041  -0.1003   0.6143   0.3049
   3.500   0.6516   0.05336   0.04248  -0.0982   0.6000   1.0000
   3.750   0.6795   0.05371   0.04260  -0.0980   0.5962   1.0000
   4.000   0.7126   0.05370   0.04238  -0.0982   0.5936   1.0000
   4.250   0.7022   0.05653   0.04520  -0.0955   0.5813   1.0000
   4.500   0.7311   0.05676   0.04529  -0.0954   0.5778   1.0000
   5.000   0.7515   0.05981   0.04822  -0.0929   0.5625   1.0000
   5.250   0.7819   0.05989   0.04820  -0.0929   0.5593   1.0000
   5.500   0.7750   0.06276   0.05108  -0.0908   0.5480   1.0000
   5.750   0.8007   0.06313   0.05138  -0.0905   0.5436   1.0000
   6.000   0.8327   0.06301   0.05118  -0.0904   0.5409   1.0000
   6.250   0.8209   0.06636   0.05457  -0.0884   0.5283   1.0000
   6.500   0.8504   0.06636   0.05453  -0.0881   0.5248   1.0000
   7.000   0.8689   0.06977   0.05794  -0.0861   0.5090   1.0000
   7.250   0.9006   0.06951   0.05765  -0.0858   0.5063   1.0000
   7.500   0.8876   0.07327   0.06147  -0.0842   0.4934   1.0000
   7.750   0.9175   0.07309   0.06127  -0.0838   0.4901   1.0000
   8.000   0.9076   0.07671   0.06495  -0.0825   0.4781   1.0000
   8.250   0.9336   0.07688   0.06513  -0.0820   0.4741   1.0000
   8.750   0.9493   0.08085   0.06917  -0.0804   0.4582   1.0000
   9.000   0.9787   0.08060   0.06895  -0.0800   0.4553   1.0000
   9.250   0.9644   0.08501   0.07343  -0.0790   0.4425   1.0000
   9.500   0.9913   0.08499   0.07344  -0.0785   0.4391   1.0000
  10.000   1.0022   0.08975   0.07832  -0.0773   0.4231   1.0000
  10.500   1.0119   0.09481   0.08352  -0.0763   0.4073   1.0000
  10.750   1.0392   0.09460   0.08337  -0.0757   0.4043   1.0000
  11.000   1.0213   0.10004   0.08890  -0.0756   0.3918   1.0000
  11.250   1.0466   0.10001   0.08894  -0.0749   0.3882   1.0000
  11.750   1.0534   0.10562   0.09470  -0.0745   0.3723   1.0000
  12.250   1.0675   0.10985   0.09910  -0.0738   0.3560   1.0000
  13.250   1.1288   0.11120   0.10073  -0.0704   0.3211   1.0000
  13.750   1.1501   0.11363   0.10335  -0.0695   0.3044   1.0000
  14.000   1.1378   0.11883   0.10865  -0.0704   0.2912   1.0000
  14.250   1.1707   0.11614   0.10604  -0.0687   0.2877   1.0000
  14.500   1.1585   0.12143   0.11143  -0.0698   0.2742   1.0000
  15.000   1.1810   0.12363   0.11382  -0.0691   0.2572   1.0000
  15.500   1.2064   0.12528   0.11565  -0.0684   0.2402   1.0000
  15.750   1.1977   0.13019   0.12064  -0.0697   0.2272   1.0000
  16.000   1.2161   0.12998   0.12048  -0.0689   0.2205   1.0000
  16.250   1.2190   0.13278   0.12335  -0.0695   0.2105   1.0000
  16.750   1.2347   0.13658   0.12726  -0.0700   0.1947   1.0000
  17.000   1.2211   0.14299   0.13373  -0.0724   0.1851   1.0000
  17.250   1.2371   0.14332   0.13409  -0.0720   0.1802   1.0000
  17.750   1.2238   0.15367   0.14456  -0.0761   0.1668   1.0000
  18.000   1.2490   0.15196   0.14288  -0.0748   0.1642   1.0000
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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