GOE 567 AIRFOIL (goe567-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 567 AIRFOIL (goe567-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.06 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe567-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe567-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 567 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 -0.2674 0.12457 0.11781 -0.0322 1.0000 0.2670
-9.500 -0.3034 0.12716 0.12059 -0.0290 1.0000 0.2704
-9.250 -0.2941 0.12314 0.11661 -0.0267 1.0000 0.2740
-9.000 -0.2951 0.12160 0.11512 -0.0239 1.0000 0.2807
-8.750 -0.3223 0.12288 0.11653 -0.0211 1.0000 0.2863
-8.500 -0.3310 0.12118 0.11491 -0.0189 1.0000 0.2899
-8.250 -0.3239 0.11876 0.11251 -0.0167 1.0000 0.2973
-8.000 -0.3525 0.11991 0.11378 -0.0142 1.0000 0.3035
-7.750 -0.3554 0.11748 0.11141 -0.0124 1.0000 0.3073
-7.500 -0.3501 0.11521 0.10916 -0.0104 1.0000 0.3139
-7.250 -0.3807 0.11622 0.11029 -0.0079 1.0000 0.3206
-7.000 -0.3793 0.11341 0.10752 -0.0063 1.0000 0.3249
-6.750 -0.3779 0.11165 0.10578 -0.0042 1.0000 0.3336
-6.500 -0.4221 0.11335 0.10764 -0.0008 1.0000 0.3384
-6.250 -0.3947 0.10874 0.10299 -0.0001 1.0000 0.3463
-6.000 -0.4231 0.10906 0.10342 0.0031 1.0000 0.3544
-5.750 -0.3955 0.10495 0.09924 -0.0002 0.9940 0.3626
-5.500 -0.4275 0.10578 0.10016 -0.0002 0.9864 0.3733
-5.250 -0.3759 0.10035 0.09460 -0.0038 0.9792 0.3846
-5.000 -0.3806 0.09856 0.09285 -0.0044 0.9717 0.3947
-4.750 -0.3884 0.09770 0.09201 -0.0054 0.9643 0.4079
-4.500 -0.3935 0.07063 0.06426 -0.0529 0.9619 0.2362
-4.250 -0.3573 0.06570 0.05911 -0.0604 0.9549 0.2320
-4.000 -0.3216 0.05891 0.05186 -0.0708 0.9479 0.2301
-3.750 -0.2684 0.05276 0.04500 -0.0828 0.9408 0.2306
-3.500 -0.2260 0.04878 0.04014 -0.0905 0.9335 0.2373
-3.250 -0.1953 0.04831 0.03973 -0.0919 0.9260 0.2432
-3.000 -0.1610 0.04685 0.03786 -0.0952 0.9186 0.2508
-2.750 -0.1314 0.04632 0.03720 -0.0968 0.9114 0.2603
-2.500 -0.0954 0.04567 0.03624 -0.0996 0.9042 0.2731
-2.250 -0.0716 0.04543 0.03592 -0.1001 0.8970 0.2846
-2.000 -0.0308 0.04552 0.03594 -0.1029 0.8900 0.3068
-1.750 -0.0182 0.04565 0.03611 -0.1015 0.8834 0.3244
-1.500 0.0126 0.04595 0.03645 -0.1025 0.8767 0.3573
-1.250 0.0325 0.04667 0.03735 -0.1015 0.8704 0.3944
-1.000 0.0466 0.04741 0.03824 -0.0997 0.8648 0.4318
-0.750 0.0779 0.04830 0.03917 -0.1000 0.8582 0.4809
-0.500 0.0864 0.04904 0.03998 -0.0975 0.8530 0.5093
-0.250 0.0990 0.04975 0.04072 -0.0958 0.8484 0.5384
0.000 0.1205 0.05058 0.04160 -0.0948 0.8431 0.5764
0.250 0.1365 0.05134 0.04241 -0.0933 0.8380 0.6115
0.500 0.1441 0.05201 0.04310 -0.0912 0.8353 0.6399
0.750 0.1567 0.05272 0.04379 -0.0900 0.8328 0.6690
1.000 0.1723 0.05341 0.04447 -0.0893 0.8301 0.6959
1.250 0.1887 0.05421 0.04525 -0.0890 0.8285 0.7225
1.500 0.1952 0.05522 0.04628 -0.0879 0.8330 0.7465
1.750 0.2089 0.05630 0.04743 -0.0876 0.8371 0.7757
2.000 0.1157 0.05715 0.04844 -0.0760 0.9510 0.7576
2.250 0.1421 0.05820 0.04960 -0.0772 0.9419 0.8001
2.500 0.1616 0.05882 0.05058 -0.0773 0.9352 0.8692
2.750 0.2047 0.06122 0.05282 -0.0835 0.9233 1.0000
3.000 0.2256 0.06210 0.05351 -0.0856 0.9122 1.0000
3.250 0.2604 0.06471 0.05586 -0.0898 0.9047 1.0000
3.500 0.2911 0.06670 0.05765 -0.0929 0.8927 1.0000
3.750 0.3091 0.06817 0.05898 -0.0938 0.8825 1.0000
4.000 0.3507 0.07170 0.06230 -0.0981 0.8740 1.0000
4.250 0.3613 0.07240 0.06291 -0.0976 0.8612 1.0000
4.500 0.3803 0.07436 0.06477 -0.0984 0.8519 1.0000
4.750 0.4145 0.07725 0.06753 -0.1011 0.8414 1.0000
5.000 0.4239 0.07834 0.06858 -0.1004 0.8292 1.0000
5.250 0.4500 0.08114 0.07130 -0.1021 0.8216 1.0000
5.500 0.4715 0.08306 0.07317 -0.1029 0.8087 1.0000
5.750 0.4809 0.08459 0.07468 -0.1024 0.7975 1.0000
6.000 0.5198 0.08843 0.07847 -0.1055 0.7896 1.0000
6.250 0.5217 0.08913 0.07918 -0.1039 0.7765 1.0000
6.500 0.5374 0.09155 0.08159 -0.1043 0.7685 1.0000
6.750 0.5627 0.09411 0.08414 -0.1056 0.7572 1.0000
7.000 0.5674 0.09571 0.08576 -0.1047 0.7463 1.0000
7.250 0.6026 0.09948 0.08953 -0.1072 0.7386 1.0000
7.500 0.6000 0.10046 0.09054 -0.1056 0.7269 1.0000
7.750 0.6308 0.10433 0.09443 -0.1076 0.7201 1.0000
8.000 0.6329 0.10548 0.09563 -0.1065 0.7078 1.0000
8.250 0.6486 0.10851 0.09870 -0.1072 0.7011 1.0000
8.500 0.6660 0.11083 0.10107 -0.1076 0.6890 1.0000
8.750 0.6693 0.11292 0.10321 -0.1071 0.6793 1.0000
9.000 0.7068 0.11722 0.10758 -0.1093 0.6697 1.0000
9.250 0.7060 0.11833 0.10875 -0.1082 0.6555 1.0000
9.500 0.7162 0.12052 0.11101 -0.1081 0.6407 1.0000
9.750 0.7332 0.12293 0.11348 -0.1082 0.6238 1.0000
10.000 0.7498 0.12536 0.11600 -0.1084 0.6069 1.0000
10.250 0.7596 0.12792 0.11865 -0.1084 0.5929 1.0000
10.500 0.7721 0.13066 0.12148 -0.1087 0.5783 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)