Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 7.1 at α=-12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe570-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe570-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 570 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.500   0.3861   0.17754   0.17174  -0.1689   0.8647   0.1405
 -19.250   0.4416   0.16879   0.16292  -0.1761   0.8638   0.1416
 -19.000   0.4203   0.17015   0.16436  -0.1682   0.8518   0.1421
 -18.750   0.4551   0.16569   0.15984  -0.1735   0.8495   0.1439
 -18.500   0.4882   0.16155   0.15564  -0.1797   0.8476   0.1465
 -18.250   0.5174   0.15771   0.15171  -0.1865   0.8459   0.1501
 -18.000   0.4947   0.15976   0.15372  -0.1919   0.8442   0.1533
 -17.750   0.4772   0.15973   0.15378  -0.1832   0.8328   0.1536
 -17.500   0.5264   0.15309   0.14706  -0.1887   0.8299   0.1548
 -17.250   0.5700   0.14819   0.14208  -0.1956   0.8276   0.1569
 -17.000   0.6082   0.14400   0.13779  -0.2029   0.8256   0.1604
 -16.750   0.6326   0.14104   0.13471  -0.2113   0.8239   0.1655
 -16.500   0.5623   0.14672   0.14057  -0.1966   0.8118   0.1664
 -16.250   0.5795   0.14306   0.13686  -0.2011   0.8086   0.1675
 -16.000   0.6423   0.13611   0.12979  -0.2098   0.8064   0.1692
 -15.750   0.6971   0.13091   0.12444  -0.2198   0.8044   0.1721
 -15.500   0.6639   0.13285   0.12651  -0.2094   0.7952   0.1731
 -15.250   0.6733   0.13110   0.12472  -0.2104   0.7897   0.1763
 -15.000   0.6192   0.13478   0.12840  -0.2108   0.7866   0.1817
 -14.750   0.7051   0.12525   0.11868  -0.2236   0.7847   0.1831
 -14.500   0.7782   0.11890   0.11213  -0.2352   0.7825   0.1857
 -14.250   0.6965   0.12400   0.11753  -0.2136   0.7700   0.1852
 -14.000   0.7405   0.11997   0.11338  -0.2208   0.7669   0.1889
 -13.750   0.7652   0.11714   0.11041  -0.2282   0.7643   0.1958
 -13.500   0.6955   0.12133   0.11480  -0.2149   0.7560   0.1973
 -13.250   0.6233   0.12431   0.11792  -0.2050   0.7487   0.1985
 -13.000   0.7226   0.11545   0.10885  -0.2177   0.7464   0.2003
 -12.750   0.7836   0.11043   0.10364  -0.2270   0.7439   0.2029
 -12.500   0.7315   0.11325   0.10666  -0.2124   0.7348   0.2035
 -12.250   0.7253   0.11271   0.10615  -0.2087   0.7287   0.2053
 -12.000   0.7537   0.10951   0.10284  -0.2144   0.7257   0.2097
 -11.750   0.6929   0.11031   0.10365  -0.2139   0.7230   0.2159
 -11.500   0.6463   0.11460   0.10825  -0.1893   0.7099   0.2132
 -11.250   0.5459   0.11740   0.11117  -0.1811   0.7049   0.2161
 -11.000   0.5152   0.12266   0.11668  -0.1600   0.6912   0.2139
 -10.750   0.4069   0.12668   0.12085  -0.1497   0.6842   0.2160
 -10.500   0.4567   0.11963   0.11369  -0.1564   0.6837   0.2171
 -10.250   0.5267   0.11287   0.10677  -0.1655   0.6833   0.2184
 -10.000   0.5834   0.10710   0.10083  -0.1744   0.6824   0.2199
  -9.750  -0.1936   0.12636   0.12126  -0.1003   0.6275   0.1405
  -9.500  -0.1506   0.12625   0.12117  -0.0997   0.6250   0.1413
  -9.250  -0.1919   0.11848   0.11332  -0.1009   0.6236   0.1378
  -9.000  -0.6947   0.10513   0.09890  -0.0597   0.6259   0.1290
  -8.750  -0.7142   0.10374   0.09739  -0.0547   0.6247   0.1285
  -8.500  -0.7787   0.10763   0.10140  -0.0459   0.6316   0.1285
  -8.250  -0.7784   0.10934   0.10297  -0.0449   0.6602   0.1280
  -8.000  -0.7954   0.10804   0.10152  -0.0399   0.6604   0.1276
  -7.750  -0.8175   0.10705   0.10038  -0.0342   0.6604   0.1272
  -7.500  -0.8528   0.10612   0.09935  -0.0269   0.6599   0.1270
  -7.250  -0.9087   0.10411   0.09739  -0.0175   0.6503   0.1268
  -7.000  -0.9170   0.10175   0.09475  -0.0124   0.6463   0.1264
  -6.750  -0.9199   0.09975   0.09243  -0.0079   0.6439   0.1261
  -6.500  -0.9156   0.09834   0.09069  -0.0041   0.6423   0.1259
  -6.250  -0.9026   0.09782   0.08982  -0.0014   0.6411   0.1259
  -6.000  -0.9544   0.09629   0.08829   0.0074   0.6365   0.1257
  -5.750  -0.9618   0.09472   0.08650   0.0122   0.6297   0.1258
  -5.500  -0.9532   0.09368   0.08518   0.0153   0.6260   0.1257
  -5.250  -0.9369   0.09321   0.08441   0.0176   0.6235   0.1263
  -5.000  -0.9119   0.09365   0.08453   0.0187   0.6220   0.1268
  -4.750  -0.9157   0.09379   0.08450   0.0225   0.6206   0.1271
  -4.500  -0.9505   0.09153   0.08220   0.0294   0.6112   0.1269
  -4.250  -0.9361   0.09120   0.08163   0.0315   0.6073   0.1276
  -4.000  -0.9149   0.09145   0.08160   0.0329   0.6048   0.1286
  -3.750  -0.8749   0.09273   0.08290   0.0308   0.6031   0.1304
  -3.500  -0.9075   0.09149   0.08162   0.0372   0.5979   0.1304
  -3.250  -0.8990   0.09130   0.08145   0.0389   0.5914   0.1317
  -3.000  -0.8768   0.09171   0.08182   0.0393   0.5879   0.1330
  -2.750  -0.8493   0.09261   0.08266   0.0390   0.5857   0.1351
  -2.500  -0.8128   0.09437   0.08430   0.0376   0.5842   0.1373
  -2.250  -0.8432   0.09317   0.08308   0.0433   0.5784   0.1373
  -2.000  -0.8292   0.09322   0.08302   0.0444   0.5718   0.1392
  -1.750  -0.8014   0.09396   0.08371   0.0437   0.5686   0.1413
  -1.500  -0.7699   0.09528   0.08516   0.0425   0.5666   0.1443
  -1.250  -0.7341   0.09747   0.08737   0.0410   0.5653   0.1482
  -1.000  -0.7667   0.09618   0.08607   0.0465   0.5594   0.1478
  -0.750  -0.7528   0.09656   0.08642   0.0474   0.5536   0.1511
  -0.500  -0.7274   0.09745   0.08737   0.0470   0.5501   0.1558
  -0.250  -0.6969   0.09910   0.08905   0.0463   0.5478   0.1623
   0.000  -0.6630   0.10151   0.09152   0.0452   0.5465   0.1723
   0.250  -0.6958   0.10023   0.09025   0.0504   0.5407   0.1720
   0.500  -0.6837   0.10080   0.09078   0.0514   0.5355   0.1807
   0.750  -0.6624   0.10172   0.09180   0.0515   0.5321   0.1946
   1.000  -0.6309   0.10301   0.09330   0.0501   0.5297   0.2218
   1.250  -0.5927   0.10493   0.09561   0.0475   0.5282   0.2691
   1.500  -0.5513   0.10818   0.09924   0.0447   0.5273   0.3159
   1.750  -0.6008   0.10512   0.09615   0.0510   0.5181   0.3055
   2.000  -0.5803   0.10619   0.09750   0.0505   0.5147   0.3421
   2.250  -0.5550   0.10763   0.09921   0.0497   0.5122   0.3895
   2.500  -0.5243   0.10966   0.10152   0.0484   0.5104   0.4437
   2.750  -0.4891   0.11254   0.10463   0.0465   0.5093   0.5027
   3.000  -0.5170   0.11156   0.10375   0.0498   0.5029   0.5115
   3.250  -0.4920   0.11306   0.10552   0.0476   0.4982   0.5616
   3.750  -0.1692   0.13501   0.12946  -0.0152   0.4916   0.8961
   4.000  -0.1261   0.14114   0.13538  -0.0185   0.4908   0.9751
   4.250  -0.1427   0.14254   0.13684  -0.0200   0.4844   0.9854
   4.500  -0.0813   0.14857   0.14273  -0.0309   0.4792   1.0000
   4.750  -0.0685   0.14940   0.14337  -0.0301   0.4767   1.0000
   5.000  -0.0509   0.15059   0.14436  -0.0297   0.4749   1.0000
   5.250  -0.0292   0.15238   0.14597  -0.0297   0.4736   1.0000
   5.500  -0.0033   0.15505   0.14846  -0.0301   0.4727   1.0000
   5.750  -0.0370   0.15490   0.14834  -0.0266   0.4688   1.0000
   6.000  -0.0341   0.15579   0.14912  -0.0255   0.4641   1.0000
   6.250  -0.0221   0.15692   0.15014  -0.0250   0.4610   1.0000
   6.500  -0.0059   0.15811   0.15121  -0.0247   0.4586   1.0000
   6.750   0.0137   0.15963   0.15259  -0.0246   0.4568   1.0000
   7.000   0.0371   0.16173   0.15456  -0.0249   0.4556   1.0000
   7.250   0.0637   0.16471   0.15740  -0.0256   0.4548   1.0000
   7.500   0.0318   0.16420   0.15692  -0.0226   0.4512   1.0000
   7.750   0.0358   0.16516   0.15782  -0.0218   0.4467   1.0000
   8.000   0.0481   0.16636   0.15893  -0.0215   0.4436   1.0000
   8.250   0.0632   0.16765   0.16013  -0.0214   0.4414   1.0000
   8.500   0.0811   0.16915   0.16152  -0.0214   0.4397   1.0000
   8.750   0.1015   0.17102   0.16330  -0.0216   0.4385   1.0000
   9.000   0.1253   0.17364   0.16582  -0.0222   0.4376   1.0000
   9.250   0.1532   0.17745   0.16953  -0.0231   0.4370   1.0000
   9.500   0.1102   0.17497   0.16711  -0.0198   0.4312   1.0000
   9.750   0.1206   0.17614   0.16823  -0.0196   0.4278   1.0000
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)