GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 584 AIRFOIL (goe584-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.05 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe584-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe584-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 584 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2831 0.10987 0.10329 -0.0379 1.0000 0.1451
-9.000 -0.2976 0.10885 0.10239 -0.0353 1.0000 0.1457
-8.750 -0.3313 0.10357 0.09717 -0.0395 0.9959 0.1037
-8.500 -0.3155 0.09901 0.09258 -0.0439 0.9867 0.1028
-8.250 -0.3033 0.09461 0.08815 -0.0485 0.9767 0.1020
-8.000 -0.2925 0.09023 0.08375 -0.0530 0.9661 0.1001
-7.750 -0.2847 0.08572 0.07921 -0.0583 0.9544 0.0991
-7.500 -0.2749 0.08083 0.07427 -0.0644 0.9427 0.0997
-7.250 -0.2650 0.07588 0.06922 -0.0704 0.9318 0.1001
-7.000 -0.2501 0.07049 0.06369 -0.0768 0.9232 0.0994
-6.750 -0.2423 0.06601 0.05904 -0.0805 0.9117 0.0997
-6.500 -0.2309 0.06124 0.05402 -0.0848 0.9019 0.1014
-6.250 -0.2149 0.05659 0.04904 -0.0885 0.8934 0.1020
-6.000 -0.2027 0.05288 0.04500 -0.0899 0.8838 0.1022
-5.750 -0.1842 0.04870 0.04024 -0.0925 0.8761 0.1040
-5.500 -0.1687 0.04588 0.03700 -0.0927 0.8671 0.1057
-5.250 -0.1441 0.04380 0.03472 -0.0935 0.8603 0.1070
-5.000 -0.1206 0.04174 0.03235 -0.0939 0.8535 0.1079
-4.750 -0.0998 0.04015 0.03050 -0.0936 0.8452 0.1093
-4.500 -0.0686 0.03854 0.02859 -0.0949 0.8404 0.1127
-4.250 -0.0521 0.03742 0.02716 -0.0936 0.8309 0.1151
-4.000 -0.0226 0.03582 0.02514 -0.0942 0.8253 0.1170
-3.750 0.0012 0.03466 0.02361 -0.0938 0.8181 0.1184
-3.500 0.0266 0.03365 0.02224 -0.0935 0.8109 0.1201
-3.250 0.0593 0.03269 0.02122 -0.0943 0.8064 0.1233
-3.000 0.0772 0.03240 0.02086 -0.0929 0.7975 0.1270
-2.500 0.1395 0.03101 0.01900 -0.0936 0.7870 0.1353
-2.250 0.1584 0.03079 0.01879 -0.0923 0.7782 0.1383
-2.000 0.1919 0.03024 0.01815 -0.0930 0.7734 0.1436
-1.750 0.2146 0.03011 0.01789 -0.0921 0.7660 0.1497
-1.500 0.2403 0.02990 0.01769 -0.0918 0.7594 0.1591
-1.250 0.2739 0.02943 0.01720 -0.0925 0.7552 0.1743
-1.000 0.2889 0.02957 0.01738 -0.0906 0.7460 0.1890
-0.750 0.3178 0.02913 0.01705 -0.0907 0.7407 0.2205
-0.500 0.3418 0.02876 0.01700 -0.0902 0.7346 0.2798
0.000 0.4304 0.02677 0.01694 -0.0956 0.7237 1.0000
0.250 0.4488 0.02725 0.01719 -0.0941 0.7161 1.0000
0.500 0.4700 0.02763 0.01736 -0.0930 0.7088 1.0000
0.750 0.5027 0.02763 0.01712 -0.0933 0.7045 1.0000
1.000 0.5107 0.02849 0.01788 -0.0905 0.6941 1.0000
1.250 0.5414 0.02854 0.01776 -0.0906 0.6891 1.0000
1.500 0.5532 0.02931 0.01843 -0.0884 0.6797 1.0000
1.750 0.5808 0.02946 0.01845 -0.0880 0.6737 1.0000
2.000 0.5992 0.03000 0.01889 -0.0866 0.6658 1.0000
2.250 0.6209 0.03038 0.01919 -0.0855 0.6583 1.0000
2.750 0.6612 0.03131 0.01999 -0.0831 0.6429 1.0000
3.000 0.6952 0.03117 0.01976 -0.0834 0.6383 1.0000
3.250 0.7017 0.03225 0.02083 -0.0807 0.6274 1.0000
3.500 0.7344 0.03214 0.02067 -0.0809 0.6223 1.0000
3.750 0.7423 0.03320 0.02172 -0.0784 0.6118 1.0000
4.000 0.7736 0.03312 0.02162 -0.0783 0.6062 1.0000
4.500 0.8126 0.03411 0.02259 -0.0758 0.5899 1.0000
5.000 0.8515 0.03507 0.02359 -0.0732 0.5733 1.0000
5.250 0.8589 0.03619 0.02474 -0.0708 0.5628 1.0000
5.500 0.8900 0.03603 0.02460 -0.0706 0.5565 1.0000
5.750 0.8934 0.03730 0.02591 -0.0678 0.5454 1.0000
6.000 0.9282 0.03694 0.02558 -0.0679 0.5395 1.0000
6.250 0.9269 0.03845 0.02713 -0.0646 0.5277 1.0000
6.500 0.9659 0.03781 0.02655 -0.0651 0.5223 1.0000
6.750 0.9610 0.03956 0.02836 -0.0617 0.5099 1.0000
7.000 1.0046 0.03857 0.02743 -0.0624 0.5050 1.0000
7.250 0.9961 0.04062 0.02954 -0.0588 0.4921 1.0000
7.500 1.0039 0.04179 0.03077 -0.0568 0.4815 1.0000
7.750 1.0345 0.04138 0.03042 -0.0562 0.4742 1.0000
8.000 1.0320 0.04331 0.03244 -0.0538 0.4619 1.0000
8.250 1.0782 0.04163 0.03081 -0.0539 0.4562 1.0000
8.500 1.0708 0.04387 0.03314 -0.0512 0.4430 1.0000
8.750 1.0738 0.04545 0.03479 -0.0492 0.4309 1.0000
9.000 1.1214 0.04327 0.03267 -0.0489 0.4237 1.0000
9.250 1.1146 0.04558 0.03507 -0.0466 0.4105 1.0000
9.500 1.1162 0.04736 0.03693 -0.0448 0.3981 1.0000
9.750 1.1388 0.04724 0.03688 -0.0436 0.3882 1.0000
10.000 1.1565 0.04760 0.03730 -0.0423 0.3776 1.0000
10.250 1.1545 0.04989 0.03969 -0.0408 0.3655 1.0000
10.500 1.1723 0.05032 0.04017 -0.0395 0.3554 1.0000
10.750 1.1903 0.05072 0.04063 -0.0383 0.3451 1.0000
11.000 1.1864 0.05340 0.04344 -0.0370 0.3334 1.0000
11.250 1.2055 0.05375 0.04383 -0.0359 0.3238 1.0000
11.500 1.2148 0.05512 0.04529 -0.0348 0.3133 1.0000
11.750 1.2105 0.05805 0.04833 -0.0338 0.3025 1.0000
12.000 1.2376 0.05758 0.04788 -0.0326 0.2938 1.0000
12.250 1.2257 0.06149 0.05195 -0.0319 0.2834 1.0000
12.500 1.2323 0.06342 0.05396 -0.0311 0.2747 1.0000
12.750 1.2404 0.06515 0.05578 -0.0303 0.2661 1.0000
13.000 1.2299 0.06930 0.06007 -0.0301 0.2574 1.0000
13.250 1.2472 0.06997 0.06080 -0.0292 0.2502 1.0000
13.500 1.2227 0.07625 0.06726 -0.0299 0.2424 1.0000
13.750 1.2355 0.07759 0.06869 -0.0292 0.2361 1.0000
14.000 1.2036 0.08548 0.07673 -0.0308 0.2289 1.0000
14.250 1.1947 0.09017 0.08154 -0.0316 0.2222 1.0000
14.500 1.1286 0.10521 0.09664 -0.0371 0.2130 1.0000
14.750 1.1250 0.10963 0.10115 -0.0381 0.2073 1.0000
15.000 1.1668 0.10557 0.09728 -0.0351 0.2048 1.0000
15.250 1.0628 0.13077 0.12235 -0.0469 0.1930 1.0000
15.500 1.0847 0.13007 0.12180 -0.0455 0.1902 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 584 AIRFOIL (goe584-il)