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

Polar data table (+)

Polar graphs


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