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

Polar data table (+)

Polar graphs


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