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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 592 AIRFOIL (goe592-il)