GOE 567 AIRFOIL (goe567-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 567 AIRFOIL (goe567-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.6 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe567-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe567-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.3080 0.11465 0.10761 -0.0470 1.0000 0.1064
-10.000 -0.3185 0.11304 0.10610 -0.0451 1.0000 0.1074
-9.750 -0.3320 0.11155 0.10472 -0.0429 1.0000 0.1080
-9.500 -0.3292 0.10785 0.10102 -0.0457 0.9953 0.1085
-9.250 -0.3192 0.10289 0.09603 -0.0509 0.9872 0.1085
-9.000 -0.3101 0.09827 0.09137 -0.0560 0.9788 0.1098
-8.750 -0.3035 0.09331 0.08638 -0.0616 0.9701 0.1116
-8.500 -0.3020 0.08824 0.08129 -0.0668 0.9594 0.1124
-8.250 -0.3051 0.08315 0.07619 -0.0714 0.9476 0.1126
-8.000 -0.3137 0.07676 0.06979 -0.0776 0.9346 0.1131
-7.750 -0.3414 0.06340 0.05621 -0.0934 0.9187 0.1142
-7.500 -0.3492 0.05329 0.04548 -0.1054 0.9069 0.1161
-7.000 -0.3017 0.04802 0.03983 -0.1106 0.8929 0.1205
-6.750 -0.2847 0.04555 0.03708 -0.1122 0.8834 0.1235
-6.500 -0.2527 0.04197 0.03290 -0.1172 0.8784 0.1281
-6.250 -0.2339 0.03959 0.02997 -0.1183 0.8690 0.1307
-6.000 -0.2006 0.03821 0.02853 -0.1201 0.8639 0.1337
-5.750 -0.1746 0.03717 0.02735 -0.1208 0.8569 0.1380
-5.500 -0.1458 0.03580 0.02563 -0.1220 0.8500 0.1429
-5.250 -0.1091 0.03435 0.02389 -0.1243 0.8457 0.1474
-5.000 -0.0894 0.03379 0.02330 -0.1234 0.8367 0.1509
-4.750 -0.0563 0.03289 0.02220 -0.1247 0.8314 0.1578
-4.500 -0.0275 0.03214 0.02132 -0.1252 0.8250 0.1643
-4.250 -0.0023 0.03162 0.02076 -0.1251 0.8174 0.1707
-4.000 0.0333 0.03078 0.01975 -0.1265 0.8130 0.1795
-3.750 0.0539 0.03053 0.01952 -0.1257 0.8044 0.1895
-3.500 0.0853 0.02998 0.01897 -0.1265 0.7986 0.2041
-3.250 0.1225 0.02928 0.01824 -0.1282 0.7947 0.2255
-3.000 0.1386 0.02930 0.01835 -0.1267 0.7848 0.2453
-2.750 0.1726 0.02895 0.01812 -0.1277 0.7799 0.2809
-2.500 0.1951 0.02909 0.01831 -0.1270 0.7720 0.3138
-2.250 0.2226 0.02917 0.01838 -0.1269 0.7654 0.3468
-2.000 0.2579 0.02909 0.01824 -0.1277 0.7613 0.3802
-1.750 0.2724 0.02966 0.01886 -0.1257 0.7516 0.4038
-1.500 0.3020 0.02985 0.01907 -0.1255 0.7463 0.4381
-1.250 0.3258 0.03020 0.01940 -0.1247 0.7398 0.4680
-1.000 0.3460 0.03056 0.01978 -0.1233 0.7320 0.4890
-0.750 0.3793 0.03044 0.01960 -0.1237 0.7277 0.5100
-0.500 0.3951 0.03095 0.02006 -0.1221 0.7189 0.5256
-0.250 0.4230 0.03101 0.02006 -0.1220 0.7131 0.5433
0.000 0.4581 0.03080 0.01977 -0.1228 0.7094 0.5622
0.250 0.4683 0.03155 0.02053 -0.1206 0.6994 0.5759
0.500 0.4991 0.03150 0.02043 -0.1208 0.6947 0.5939
0.750 0.5227 0.03175 0.02066 -0.1203 0.6885 0.6106
1.000 0.5399 0.03226 0.02118 -0.1190 0.6806 0.6267
1.250 0.5726 0.03210 0.02101 -0.1194 0.6765 0.6464
1.500 0.5836 0.03291 0.02188 -0.1175 0.6679 0.6628
1.750 0.6086 0.03306 0.02207 -0.1170 0.6622 0.6838
2.000 0.6419 0.03279 0.02186 -0.1174 0.6587 0.7088
2.250 0.6438 0.03397 0.02318 -0.1144 0.6487 0.7313
2.500 0.6700 0.03382 0.02321 -0.1137 0.6442 0.7713
3.000 0.7035 0.03509 0.02467 -0.1116 0.6298 1.0000
3.250 0.7402 0.03521 0.02465 -0.1130 0.6263 1.0000
3.500 0.7398 0.03702 0.02642 -0.1104 0.6163 1.0000
3.750 0.7690 0.03740 0.02672 -0.1108 0.6115 1.0000
4.000 0.8071 0.03736 0.02660 -0.1120 0.6087 1.0000
4.250 0.7950 0.03986 0.02910 -0.1083 0.5971 1.0000
4.500 0.8287 0.03992 0.02911 -0.1089 0.5936 1.0000
5.000 0.8495 0.04280 0.03197 -0.1060 0.5786 1.0000
5.250 0.8702 0.04362 0.03279 -0.1054 0.5732 1.0000
5.500 0.8707 0.04588 0.03508 -0.1036 0.5636 1.0000
5.750 0.9039 0.04577 0.03497 -0.1037 0.5606 1.0000
6.250 0.9219 0.04921 0.03848 -0.1013 0.5450 1.0000
6.750 0.9404 0.05279 0.04215 -0.0992 0.5293 1.0000
7.000 0.9749 0.05233 0.04174 -0.0990 0.5268 1.0000
7.250 0.9591 0.05641 0.04588 -0.0972 0.5135 1.0000
7.500 0.9948 0.05568 0.04521 -0.0969 0.5107 1.0000
8.000 1.0170 0.05871 0.04837 -0.0948 0.4944 1.0000
8.250 1.0027 0.06287 0.05260 -0.0935 0.4812 1.0000
8.500 1.0404 0.06156 0.05139 -0.0927 0.4779 1.0000
9.000 1.0502 0.06575 0.05574 -0.0906 0.4581 1.0000
9.500 1.0549 0.07057 0.06073 -0.0887 0.4365 1.0000
9.750 1.0834 0.06984 0.06013 -0.0876 0.4305 1.0000
10.250 1.1191 0.07039 0.06089 -0.0851 0.4131 1.0000
11.250 1.1433 0.07753 0.06848 -0.0815 0.3679 1.0000
11.750 1.1811 0.07730 0.06853 -0.0790 0.3491 1.0000
12.000 1.1778 0.08049 0.07184 -0.0786 0.3352 1.0000
12.250 1.1792 0.08301 0.07447 -0.0782 0.3215 1.0000
12.500 1.1849 0.08485 0.07642 -0.0776 0.3079 1.0000
12.750 1.1936 0.08625 0.07793 -0.0769 0.2942 1.0000
13.000 1.2062 0.08712 0.07890 -0.0760 0.2813 1.0000
13.250 1.2254 0.08697 0.07884 -0.0748 0.2692 1.0000
13.500 1.2407 0.08740 0.07930 -0.0738 0.2550 1.0000
13.750 1.2499 0.08886 0.08078 -0.0732 0.2394 1.0000
14.000 1.2563 0.09084 0.08275 -0.0727 0.2242 1.0000
14.250 1.2603 0.09335 0.08527 -0.0726 0.2102 1.0000
14.500 1.2638 0.09600 0.08794 -0.0725 0.1971 1.0000
14.750 1.2680 0.09859 0.09052 -0.0724 0.1854 1.0000
15.000 1.2742 0.10083 0.09272 -0.0722 0.1749 1.0000
15.250 1.2794 0.10331 0.09518 -0.0722 0.1655 1.0000
15.500 1.2811 0.10657 0.09850 -0.0726 0.1568 1.0000
15.750 1.2898 0.10842 0.10027 -0.0723 0.1490 1.0000
16.000 1.2915 0.11177 0.10374 -0.0728 0.1417 1.0000
16.250 1.3016 0.11348 0.10538 -0.0725 0.1352 1.0000
16.500 1.3014 0.11735 0.10944 -0.0734 0.1295 1.0000
16.750 1.3167 0.11821 0.11025 -0.0727 0.1241 1.0000
17.000 1.3160 0.12224 0.11445 -0.0738 0.1196 1.0000
17.250 1.3074 0.12776 0.12021 -0.0760 0.1149 1.0000
17.500 1.3245 0.12773 0.11996 -0.0751 0.1074 1.0000
17.750 1.3028 0.13599 0.12860 -0.0793 0.1041 1.0000
18.000 1.2861 0.14341 0.13626 -0.0833 0.0999 1.0000
18.250 1.2961 0.14459 0.13733 -0.0837 0.0931 1.0000
18.500 1.2648 0.15591 0.14900 -0.0904 0.0908 1.0000
18.750 1.2189 0.17225 0.16558 -0.1005 0.0891 1.0000
19.000 1.2537 0.16665 0.15989 -0.0967 0.0823 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)