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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)