GOE 596 AIRFOIL (goe596-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 596 AIRFOIL (goe596-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.52 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe596-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe596-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 596 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3608 0.11780 0.11059 -0.0275 1.0000 0.1827
-9.250 -0.3358 0.11150 0.10425 -0.0257 1.0000 0.1907
-9.000 -0.3448 0.11059 0.10344 -0.0266 1.0000 0.1976
-8.750 -0.3366 0.10662 0.09953 -0.0262 1.0000 0.2027
-8.500 -0.3332 0.10414 0.09711 -0.0257 1.0000 0.2116
-8.250 -0.3628 0.10523 0.09843 -0.0266 1.0000 0.2149
-8.000 -0.3300 0.09884 0.09198 -0.0246 1.0000 0.2263
-7.750 -0.3609 0.09968 0.09304 -0.0243 1.0000 0.2306
-7.500 -0.3342 0.09435 0.08767 -0.0226 1.0000 0.2428
-7.250 -0.3687 0.09509 0.08868 -0.0215 1.0000 0.2465
-7.000 -0.3521 0.09098 0.08459 -0.0190 1.0000 0.2607
-6.750 -0.3466 0.08794 0.08162 -0.0167 1.0000 0.2723
-6.500 -0.3806 0.08835 0.08224 -0.0161 1.0000 0.2787
-6.250 -0.3732 0.08518 0.07914 -0.0127 1.0000 0.2935
-6.000 -0.3700 0.08244 0.07648 -0.0096 1.0000 0.3070
-5.750 -0.3743 0.08026 0.07441 -0.0068 1.0000 0.3198
-5.500 -0.3821 0.07838 0.07263 -0.0040 1.0000 0.3340
-5.250 -0.3882 0.07648 0.07083 -0.0010 1.0000 0.3505
-5.000 -0.3936 0.07465 0.06909 0.0023 1.0000 0.3694
-4.750 -0.4134 0.07404 0.06857 0.0038 1.0000 0.3922
-4.500 -0.4051 0.07095 0.06559 0.0098 1.0000 0.4144
-4.250 0.0867 0.04280 0.03607 -0.0349 1.0000 1.0000
-4.000 0.0788 0.04234 0.03577 -0.0314 1.0000 0.9951
-3.750 0.0226 0.04485 0.03857 -0.0170 1.0000 0.9652
-3.500 -0.0329 0.04681 0.04081 -0.0041 1.0000 0.9340
-3.250 -0.0909 0.04862 0.04289 0.0080 1.0000 0.9042
-3.000 -0.1483 0.05007 0.04458 0.0190 1.0000 0.8780
-2.750 -0.2002 0.05094 0.04567 0.0280 1.0000 0.8511
-2.500 -0.2623 0.05191 0.04688 0.0383 1.0000 0.8297
-2.250 -0.2270 0.04313 0.03539 -0.0345 0.9962 0.2117
-2.000 -0.1705 0.04003 0.03139 -0.0408 0.9864 0.1800
-1.750 -0.1252 0.03808 0.02895 -0.0449 0.9761 0.1729
-1.500 -0.0791 0.03674 0.02693 -0.0486 0.9655 0.1656
-1.250 -0.0340 0.03552 0.02535 -0.0521 0.9553 0.1625
-1.000 0.0058 0.03466 0.02416 -0.0545 0.9441 0.1617
-0.750 0.0439 0.03416 0.02333 -0.0567 0.9327 0.1658
-0.500 0.0838 0.03363 0.02270 -0.0590 0.9218 0.1725
-0.250 0.1327 0.03329 0.02213 -0.0626 0.9112 0.1808
0.000 0.1665 0.03302 0.02186 -0.0638 0.8990 0.1932
0.250 0.2021 0.03276 0.02170 -0.0654 0.8872 0.2206
0.500 0.2724 0.02981 0.02083 -0.0716 0.8791 1.0000
0.750 0.2998 0.03045 0.02104 -0.0718 0.8657 1.0000
1.000 0.3276 0.03114 0.02145 -0.0723 0.8526 1.0000
1.250 0.3575 0.03182 0.02192 -0.0731 0.8400 1.0000
1.500 0.3931 0.03245 0.02236 -0.0747 0.8284 1.0000
1.750 0.4314 0.03297 0.02274 -0.0765 0.8168 1.0000
2.000 0.4518 0.03381 0.02348 -0.0759 0.8036 1.0000
2.250 0.4752 0.03463 0.02423 -0.0757 0.7909 1.0000
2.500 0.5042 0.03535 0.02488 -0.0761 0.7788 1.0000
2.750 0.5520 0.03555 0.02504 -0.0788 0.7687 1.0000
3.000 0.5665 0.03663 0.02609 -0.0774 0.7552 1.0000
3.250 0.5835 0.03771 0.02715 -0.0764 0.7422 1.0000
3.500 0.6043 0.03873 0.02816 -0.0758 0.7298 1.0000
3.750 0.6377 0.03931 0.02877 -0.0765 0.7189 1.0000
4.000 0.6702 0.03988 0.02937 -0.0770 0.7077 1.0000
4.250 0.6788 0.04145 0.03095 -0.0752 0.6946 1.0000
4.500 0.6904 0.04299 0.03251 -0.0738 0.6822 1.0000
4.750 0.7136 0.04406 0.03365 -0.0734 0.6710 1.0000
5.000 0.7583 0.04399 0.03367 -0.0746 0.6608 1.0000
5.250 0.7566 0.04631 0.03602 -0.0722 0.6475 1.0000
5.500 0.7648 0.04812 0.03786 -0.0705 0.6342 1.0000
5.750 0.7818 0.04942 0.03925 -0.0694 0.6209 1.0000
6.000 0.8085 0.05008 0.04001 -0.0687 0.6079 1.0000
6.250 0.8807 0.04760 0.03777 -0.0701 0.5972 1.0000
6.500 0.8758 0.05036 0.04059 -0.0677 0.5828 1.0000
6.750 0.8648 0.05370 0.04396 -0.0653 0.5690 1.0000
7.000 0.8628 0.05656 0.04687 -0.0637 0.5556 1.0000
7.250 0.8719 0.05868 0.04909 -0.0625 0.5432 1.0000
7.500 0.9063 0.05877 0.04937 -0.0616 0.5313 1.0000
7.750 0.9346 0.05925 0.05006 -0.0606 0.5191 1.0000
8.000 0.9082 0.06457 0.05536 -0.0592 0.5054 1.0000
8.250 0.8971 0.06869 0.05951 -0.0583 0.4927 1.0000
8.500 0.9010 0.07158 0.06251 -0.0575 0.4807 1.0000
8.750 0.9236 0.07282 0.06392 -0.0565 0.4687 1.0000
9.000 0.9339 0.07441 0.06565 -0.0550 0.4522 1.0000
9.250 1.2207 0.03437 0.02595 -0.0424 0.3249 1.0000
9.500 1.2069 0.03542 0.02657 -0.0361 0.2674 1.0000
9.750 1.1923 0.03738 0.02803 -0.0306 0.2250 1.0000
10.000 1.1868 0.03966 0.02993 -0.0268 0.1955 1.0000
10.250 1.1975 0.04191 0.03175 -0.0247 0.1733 1.0000
10.500 1.2161 0.04424 0.03403 -0.0235 0.1565 1.0000
10.750 1.2419 0.04662 0.03636 -0.0231 0.1430 1.0000
11.000 1.2820 0.04951 0.03917 -0.0243 0.1317 1.0000
11.250 1.2851 0.05214 0.04225 -0.0219 0.1269 1.0000
11.500 1.3041 0.05506 0.04533 -0.0212 0.1212 1.0000
11.750 1.3219 0.05877 0.04922 -0.0208 0.1174 1.0000
12.000 1.3123 0.06199 0.05284 -0.0178 0.1160 1.0000
12.250 1.2990 0.06549 0.05669 -0.0151 0.1147 1.0000
12.500 1.2823 0.06937 0.06088 -0.0131 0.1139 1.0000
12.750 1.2612 0.07380 0.06560 -0.0119 0.1137 1.0000
13.000 1.2350 0.07901 0.07108 -0.0116 0.1142 1.0000
13.250 1.2044 0.08520 0.07751 -0.0127 0.1151 1.0000
13.500 1.1733 0.09243 0.08493 -0.0150 0.1164 1.0000
13.750 1.1439 0.10042 0.09305 -0.0183 0.1177 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 596 AIRFOIL (goe596-il)