GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 7.79 at α=-14.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe570-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe570-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.250 0.7899 0.10754 0.10144 -0.2448 0.7432 0.1252
-15.000 0.7587 0.10488 0.09878 -0.2467 0.7399 0.1295
-14.750 0.5407 0.06941 0.06318 -0.2566 0.7449 0.0982
-14.500 0.3813 0.05227 0.04563 -0.2624 0.7441 0.0949
-14.250 0.3178 0.04670 0.03970 -0.2632 0.7408 0.0941
-14.000 0.2687 0.04471 0.03764 -0.2569 0.7356 0.0939
-13.750 0.2386 0.04294 0.03573 -0.2529 0.7307 0.0938
-13.500 0.2198 0.04113 0.03370 -0.2505 0.7264 0.0936
-13.250 0.2212 0.03952 0.03185 -0.2506 0.7224 0.0937
-13.000 0.1936 0.03883 0.03111 -0.2438 0.7174 0.0938
-12.750 0.1677 0.03816 0.03038 -0.2370 0.7120 0.0937
-12.500 0.1603 0.03723 0.02931 -0.2333 0.7072 0.0940
-12.250 0.1714 0.03619 0.02807 -0.2327 0.7033 0.0942
-12.000 0.1696 0.03554 0.02731 -0.2293 0.6988 0.0944
-11.750 0.1344 0.03540 0.02719 -0.2193 0.6933 0.0942
-11.500 0.1217 0.03494 0.02666 -0.2135 0.6885 0.0947
-11.250 0.1377 0.03410 0.02566 -0.2127 0.6844 0.0950
-11.000 0.1764 0.03317 0.02449 -0.2162 0.6807 0.0958
-10.750 0.1135 0.03347 0.02491 -0.2004 0.6753 0.0955
-10.500 0.0883 0.03328 0.02469 -0.1917 0.6699 0.0956
-10.250 0.0990 0.03268 0.02397 -0.1895 0.6657 0.0960
-10.000 0.1319 0.03190 0.02299 -0.1913 0.6621 0.0969
-9.750 0.1119 0.03185 0.02291 -0.1834 0.6577 0.0972
-9.500 0.0663 0.03205 0.02317 -0.1707 0.6522 0.0971
-9.250 0.0655 0.03172 0.02276 -0.1661 0.6478 0.0974
-9.000 0.0845 0.03116 0.02202 -0.1651 0.6441 0.0982
-8.750 0.1857 0.02969 0.02059 -0.1789 0.6406 0.1008
-8.500 0.0933 0.03044 0.02141 -0.1577 0.6351 0.0998
-8.250 0.0780 0.03037 0.02135 -0.1505 0.6302 0.1002
-8.000 0.1002 0.02981 0.02079 -0.1500 0.6265 0.1015
-7.750 0.1369 0.02916 0.02007 -0.1521 0.6234 0.1035
-7.500 0.1393 0.02903 0.01990 -0.1481 0.6197 0.1047
-7.250 0.0683 0.02977 0.02072 -0.1310 0.6141 0.1038
-7.000 0.0592 0.02970 0.02062 -0.1249 0.6097 0.1048
-6.750 0.0806 0.02922 0.02002 -0.1240 0.6064 0.1066
-6.500 0.1228 0.02829 0.01906 -0.1270 0.6036 0.1095
-6.250 0.0802 0.02887 0.01966 -0.1151 0.5988 0.1093
-6.000 0.0242 0.02975 0.02058 -0.1010 0.5934 0.1090
-5.750 0.0258 0.02951 0.02035 -0.0969 0.5897 0.1105
-5.500 0.0491 0.02893 0.01973 -0.0962 0.5871 0.1129
-5.250 0.0873 0.02819 0.01887 -0.0981 0.5847 0.1173
-5.000 0.0187 0.02952 0.02029 -0.0822 0.5793 0.1159
-4.750 -0.0467 0.03101 0.02183 -0.0674 0.5728 0.1146
-4.500 -0.0237 0.03045 0.02117 -0.0665 0.5700 0.1175
-4.250 -0.3886 0.04650 0.03738 -0.0151 0.5350 0.1042
-4.000 -0.4911 0.05380 0.04467 -0.0013 0.5160 0.1020
-3.750 -0.4699 0.05335 0.04420 -0.0002 0.5143 0.1038
-3.500 -0.4436 0.05258 0.04338 0.0003 0.5133 0.1061
-3.250 -0.4181 0.05181 0.04257 0.0009 0.5123 0.1083
-3.000 -0.3936 0.05088 0.04171 0.0017 0.5116 0.1110
-2.750 -0.3662 0.04987 0.04069 0.0022 0.5110 0.1144
-2.500 -0.3368 0.04891 0.03967 0.0025 0.5106 0.1178
-2.250 -0.3076 0.04761 0.03846 0.0028 0.5103 0.1242
-2.000 -0.2743 0.04634 0.03725 0.0025 0.5100 0.1341
-1.750 -0.2357 0.04485 0.03603 0.0014 0.5099 0.1636
-1.500 -0.1992 0.04386 0.03514 0.0006 0.5096 0.2088
-1.250 -0.1575 0.04263 0.03388 -0.0010 0.5095 0.2335
-1.000 -0.1110 0.04128 0.03256 -0.0035 0.5093 0.2539
-0.750 -0.0600 0.03981 0.03114 -0.0067 0.5093 0.2732
-0.500 -0.0060 0.03827 0.02969 -0.0103 0.5091 0.2962
-0.250 0.0453 0.03691 0.02848 -0.0135 0.5088 0.3315
0.000 -0.4741 0.07510 0.06639 0.0357 0.4461 0.1618
0.250 -0.4600 0.07628 0.06768 0.0361 0.4432 0.1965
0.500 -0.4350 0.07670 0.06817 0.0355 0.4414 0.2213
0.750 -0.4035 0.07665 0.06817 0.0343 0.4401 0.2412
1.000 -0.3687 0.07630 0.06788 0.0328 0.4391 0.2598
1.250 -0.4143 0.08227 0.07386 0.0373 0.4303 0.2554
1.500 -0.4108 0.08450 0.07619 0.0379 0.4270 0.2651
1.750 -0.3885 0.08517 0.07696 0.0373 0.4249 0.2816
2.000 -0.3643 0.08575 0.07768 0.0366 0.4235 0.3028
2.250 -0.3316 0.08539 0.07763 0.0355 0.4222 0.3545
2.500 -0.2989 0.08478 0.07729 0.0348 0.4213 0.4186
2.750 -0.3557 0.09219 0.08470 0.0392 0.4135 0.3980
3.000 -0.3584 0.09488 0.08753 0.0404 0.4112 0.4257
3.250 -0.3596 0.09759 0.09038 0.0415 0.4108 0.4554
3.500 -0.3367 0.09783 0.09081 0.0415 0.4079 0.4979
3.750 -0.3045 0.09747 0.09060 0.0410 0.4060 0.5406
4.000 -0.2663 0.09667 0.08999 0.0400 0.4047 0.5890
4.250 -0.2268 0.09585 0.08958 0.0386 0.4038 0.6619
5.000 -0.1194 0.12876 0.12412 -0.0048 0.4108 0.9485
5.250 -0.0839 0.13237 0.12766 -0.0088 0.4083 0.9762
5.500 -0.0070 0.13773 0.13295 -0.0217 0.4062 0.9926
5.750 0.0533 0.14140 0.13653 -0.0307 0.4051 1.0000
6.000 0.0723 0.14241 0.13744 -0.0305 0.4044 1.0000
6.250 0.0967 0.14339 0.13830 -0.0305 0.4038 1.0000
6.500 0.1201 0.14475 0.13957 -0.0306 0.4033 1.0000
6.750 0.0545 0.14992 0.14486 -0.0267 0.3952 1.0000
7.000 0.0663 0.15105 0.14593 -0.0262 0.3926 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)