GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 6.32 at α=-14.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe570-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe570-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.500 0.5650 0.14462 0.13749 -0.2017 0.7853 0.1192
-18.250 0.5728 0.14227 0.13504 -0.2057 0.7818 0.1197
-16.750 0.5955 0.12334 0.11580 -0.2129 0.7537 0.0901
-16.500 0.6070 0.12156 0.11399 -0.2134 0.7490 0.0896
-16.250 0.6227 0.11923 0.11159 -0.2155 0.7447 0.0890
-16.000 0.6411 0.11631 0.10855 -0.2192 0.7412 0.0882
-15.750 0.6391 0.11457 0.10683 -0.2181 0.7365 0.0878
-15.500 0.6348 0.11257 0.10485 -0.2171 0.7316 0.0879
-15.250 0.6355 0.11011 0.10236 -0.2175 0.7271 0.0877
-15.000 0.6414 0.10722 0.09942 -0.2193 0.7236 0.0873
-14.500 0.6398 0.10126 0.09337 -0.2210 0.7158 0.0865
-14.000 0.2763 0.05823 0.04954 -0.2286 0.7182 0.0842
-13.750 0.2205 0.05618 0.04746 -0.2216 0.7125 0.0842
-13.500 0.1873 0.05417 0.04533 -0.2176 0.7075 0.0841
-13.250 0.1740 0.05233 0.04335 -0.2161 0.7033 0.0845
-13.000 0.1733 0.05042 0.04125 -0.2162 0.6999 0.0849
-12.750 0.1511 0.04935 0.04010 -0.2117 0.6952 0.0850
-12.500 0.1054 0.04903 0.03982 -0.2025 0.6890 0.0851
-12.250 0.0865 0.04813 0.03884 -0.1980 0.6842 0.0855
-12.000 0.0850 0.04696 0.03753 -0.1961 0.6804 0.0858
-11.750 0.0952 0.04563 0.03602 -0.1961 0.6774 0.0867
-11.500 0.0232 0.04629 0.03680 -0.1815 0.6699 0.0863
-11.250 -0.0115 0.04617 0.03666 -0.1733 0.6640 0.0864
-11.000 -0.0112 0.04528 0.03563 -0.1706 0.6601 0.0868
-10.750 0.0010 0.04410 0.03427 -0.1699 0.6572 0.0877
-10.500 -0.0975 0.04594 0.03629 -0.1509 0.6477 0.0868
-10.250 -0.1242 0.04594 0.03623 -0.1436 0.6421 0.0870
-10.000 -0.1169 0.04499 0.03513 -0.1414 0.6390 0.0878
-9.750 -0.0965 0.04381 0.03377 -0.1412 0.6368 0.0887
-9.500 -0.2336 0.04744 0.03763 -0.1171 0.6223 0.0872
-9.250 -0.2230 0.04650 0.03655 -0.1150 0.6196 0.0878
-9.000 -0.3184 0.04954 0.03967 -0.0981 0.6067 0.0871
-8.750 -0.3253 0.04934 0.03938 -0.0934 0.6023 0.0875
-8.500 -0.3153 0.04847 0.03837 -0.0909 0.6001 0.0883
-8.250 -0.2969 0.04734 0.03709 -0.0894 0.5985 0.0892
-8.000 -0.2729 0.04611 0.03567 -0.0887 0.5973 0.0902
-7.500 -0.4556 0.05357 0.04330 -0.0576 0.5678 0.0886
-7.250 -0.4512 0.05324 0.04287 -0.0543 0.5645 0.0892
-7.000 -0.4381 0.05251 0.04200 -0.0520 0.5625 0.0900
-6.750 -0.4188 0.05151 0.04098 -0.0506 0.5611 0.0908
-6.500 -0.4837 0.05523 0.04468 -0.0397 0.5470 0.0905
-6.250 -0.4706 0.05457 0.04401 -0.0376 0.5446 0.0912
-6.000 -0.4545 0.05377 0.04318 -0.0357 0.5430 0.0920
-5.750 -0.4364 0.05287 0.04224 -0.0340 0.5417 0.0932
-5.500 -0.4996 0.05717 0.04655 -0.0240 0.5275 0.0928
-5.250 -0.4875 0.05672 0.04606 -0.0217 0.5252 0.0938
-5.000 -0.4712 0.05605 0.04532 -0.0198 0.5237 0.0947
-4.750 -0.4525 0.05522 0.04441 -0.0181 0.5225 0.0963
-4.500 -0.5080 0.05949 0.04871 -0.0096 0.5086 0.0958
-4.250 -0.4965 0.05932 0.04847 -0.0073 0.5063 0.0971
-4.000 -0.4809 0.05892 0.04796 -0.0054 0.5046 0.0991
-3.750 -0.4640 0.05828 0.04730 -0.0036 0.5034 0.1003
-3.500 -0.5103 0.06235 0.05138 0.0036 0.4909 0.0998
-3.000 -0.4865 0.06203 0.05102 0.0079 0.4861 0.1036
-2.500 -0.4803 0.06353 0.05243 0.0133 0.4794 0.1084
-2.250 -0.4363 0.06099 0.04989 0.0127 0.4822 0.1140
-1.250 -0.4858 0.06945 0.05844 0.0270 0.4558 0.1236
-1.000 -0.4755 0.06998 0.05900 0.0286 0.4522 0.1299
-0.750 -0.4589 0.07013 0.05931 0.0296 0.4502 0.1419
-0.500 -0.4385 0.07013 0.05945 0.0301 0.4485 0.1653
-0.250 -0.4148 0.07008 0.05936 0.0304 0.4472 0.1877
0.000 -0.4446 0.07418 0.06350 0.0344 0.4383 0.1885
0.250 -0.4348 0.07530 0.06459 0.0356 0.4345 0.2025
0.500 -0.4165 0.07580 0.06504 0.0360 0.4324 0.2160
0.750 -0.3935 0.07589 0.06518 0.0360 0.4308 0.2305
1.000 -0.3686 0.07591 0.06521 0.0357 0.4295 0.2436
1.250 -0.3421 0.07590 0.06522 0.0352 0.4284 0.2587
1.750 -0.3624 0.08205 0.07155 0.0389 0.4155 0.2724
2.000 -0.3369 0.08250 0.07219 0.0378 0.4137 0.2977
2.250 -0.3078 0.08273 0.07276 0.0362 0.4124 0.3507
2.500 -0.2783 0.08290 0.07321 0.0348 0.4113 0.4156
2.750 -0.2453 0.08309 0.07363 0.0328 0.4104 0.4747
3.250 -0.2579 0.09048 0.08133 0.0337 0.3975 0.5171
3.500 -0.2222 0.09148 0.08251 0.0303 0.3959 0.5629
3.750 -0.1815 0.09250 0.08378 0.0260 0.3948 0.6142
4.000 -0.1255 0.09395 0.08569 0.0186 0.3939 0.6905
4.500 0.0369 0.10997 0.10268 -0.0186 0.3813 0.8571
4.750 0.0485 0.11149 0.10409 -0.0170 0.3798 0.9434
5.000 0.0667 0.11307 0.10551 -0.0165 0.3786 0.9708
5.250 0.1079 0.11507 0.10739 -0.0212 0.3776 0.9825
5.500 0.1519 0.11742 0.10962 -0.0262 0.3768 0.9930
6.000 0.1507 0.12787 0.12011 -0.0293 0.3653 1.0000
6.250 0.1628 0.12891 0.12104 -0.0287 0.3637 1.0000
6.500 0.1768 0.12976 0.12178 -0.0282 0.3625 1.0000
6.750 0.1926 0.13043 0.12233 -0.0278 0.3615 1.0000
7.000 0.2108 0.13081 0.12260 -0.0276 0.3606 1.0000
7.250 0.2294 0.13122 0.12290 -0.0274 0.3599 1.0000
7.500 0.1855 0.13899 0.13082 -0.0250 0.3509 1.0000
7.750 0.1954 0.14043 0.13219 -0.0245 0.3491 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)