GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 10.35 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe570-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe570-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.000 0.2327 0.06397 0.05674 -0.2342 0.7266 0.0652
-16.750 0.1999 0.05873 0.05126 -0.2363 0.7232 0.0652
-16.500 0.1833 0.05511 0.04742 -0.2380 0.7204 0.0654
-16.250 0.1699 0.05243 0.04463 -0.2381 0.7167 0.0656
-16.000 0.1591 0.05026 0.04237 -0.2376 0.7126 0.0657
-15.750 0.1530 0.04836 0.04037 -0.2372 0.7087 0.0658
-15.500 0.1496 0.04662 0.03850 -0.2369 0.7049 0.0660
-15.250 0.1494 0.04501 0.03675 -0.2367 0.7011 0.0662
-15.000 0.1542 0.04359 0.03519 -0.2370 0.6978 0.0664
-14.750 0.1471 0.04238 0.03394 -0.2347 0.6934 0.0666
-14.500 0.1445 0.04129 0.03281 -0.2329 0.6891 0.0667
-14.250 0.1439 0.04021 0.03163 -0.2314 0.6851 0.0669
-14.000 0.1488 0.03928 0.03063 -0.2302 0.6814 0.0670
-13.750 0.1542 0.03827 0.02948 -0.2295 0.6779 0.0673
-13.500 0.1548 0.03749 0.02866 -0.2273 0.6741 0.0674
-13.250 0.1528 0.03679 0.02798 -0.2244 0.6697 0.0677
-13.000 0.1546 0.03614 0.02733 -0.2219 0.6653 0.0679
-12.750 0.1575 0.03547 0.02662 -0.2197 0.6610 0.0681
-12.500 0.1631 0.03478 0.02586 -0.2181 0.6573 0.0685
-12.250 0.1609 0.03413 0.02522 -0.2151 0.6534 0.0689
-12.000 0.1553 0.03357 0.02467 -0.2113 0.6490 0.0689
-11.750 0.1499 0.03299 0.02407 -0.2076 0.6445 0.0693
-11.500 0.1466 0.03238 0.02343 -0.2042 0.6401 0.0697
-11.250 0.1478 0.03180 0.02276 -0.2015 0.6365 0.0700
-11.000 0.1365 0.03135 0.02232 -0.1965 0.6320 0.0701
-10.750 0.1224 0.03091 0.02188 -0.1909 0.6272 0.0704
-10.500 0.1128 0.03048 0.02141 -0.1861 0.6228 0.0707
-10.250 0.1074 0.03004 0.02090 -0.1818 0.6189 0.0710
-10.000 0.1022 0.02962 0.02041 -0.1776 0.6152 0.0715
-9.750 0.0840 0.02938 0.02019 -0.1709 0.6106 0.0716
-9.500 0.0699 0.02912 0.01990 -0.1648 0.6059 0.0720
-9.250 0.0598 0.02884 0.01957 -0.1593 0.6017 0.0721
-9.000 0.0538 0.02853 0.01916 -0.1544 0.5978 0.0728
-8.750 0.0384 0.02839 0.01901 -0.1479 0.5935 0.0730
-8.500 0.0208 0.02831 0.01892 -0.1409 0.5887 0.0732
-8.250 0.0086 0.02819 0.01875 -0.1347 0.5843 0.0737
-8.000 0.0022 0.02804 0.01851 -0.1294 0.5805 0.0742
-7.750 -0.0025 0.02787 0.01826 -0.1244 0.5771 0.0746
-7.500 -0.0240 0.02792 0.01835 -0.1165 0.5728 0.0751
-7.250 -0.0388 0.02796 0.01838 -0.1098 0.5684 0.0754
-7.000 -0.0482 0.02791 0.01829 -0.1038 0.5643 0.0759
-6.750 -0.0496 0.02779 0.01809 -0.0992 0.5608 0.0767
-6.500 -0.0524 0.02775 0.01801 -0.0943 0.5574 0.0775
-6.250 -0.0701 0.02803 0.01829 -0.0871 0.5527 0.0780
-6.000 -0.0794 0.02815 0.01839 -0.0811 0.5487 0.0784
-5.750 -0.0823 0.02819 0.01837 -0.0762 0.5451 0.0794
-5.500 -0.0781 0.02811 0.01820 -0.0724 0.5421 0.0807
-5.250 -0.0700 0.02797 0.01795 -0.0692 0.5393 0.0818
-4.750 -0.0963 0.02868 0.01871 -0.0564 0.5311 0.0831
-4.500 -0.0957 0.02879 0.01880 -0.0522 0.5275 0.0844
-4.250 -0.0867 0.02873 0.01867 -0.0494 0.5242 0.0862
-4.000 -0.0685 0.02852 0.01835 -0.0479 0.5216 0.0893
-3.750 -0.0679 0.02881 0.01863 -0.0439 0.5183 0.0905
-3.500 -0.0745 0.02929 0.01915 -0.0390 0.5145 0.0923
-3.250 -0.0743 0.02964 0.01951 -0.0351 0.5109 0.0949
-3.000 -0.0653 0.02981 0.01963 -0.0325 0.5077 0.0982
-2.750 -0.0494 0.02966 0.01946 -0.0310 0.5050 0.1041
-2.500 -0.0266 0.02936 0.01913 -0.0304 0.5028 0.1126
-2.250 -0.0221 0.02967 0.01950 -0.0274 0.4994 0.1216
-2.000 -0.0308 0.03047 0.02047 -0.0228 0.4949 0.1335
-1.750 -0.0272 0.03096 0.02117 -0.0200 0.4915 0.1640
-1.500 -0.0138 0.03131 0.02150 -0.0184 0.4886 0.1834
-1.250 0.0074 0.03138 0.02152 -0.0179 0.4863 0.1964
-1.000 0.0334 0.03125 0.02135 -0.0180 0.4843 0.2054
-0.750 0.0563 0.03132 0.02135 -0.0178 0.4819 0.2138
-0.500 0.0403 0.03296 0.02307 -0.0129 0.4771 0.2168
-0.250 0.0441 0.03386 0.02403 -0.0106 0.4735 0.2215
0.000 0.0570 0.03439 0.02457 -0.0095 0.4703 0.2282
0.250 0.0795 0.03455 0.02468 -0.0094 0.4679 0.2357
0.500 0.1086 0.03438 0.02451 -0.0103 0.4661 0.2451
0.750 0.1416 0.03408 0.02419 -0.0116 0.4644 0.2584
1.000 0.1312 0.03585 0.02610 -0.0081 0.4605 0.2654
1.250 0.1226 0.03766 0.02804 -0.0050 0.4557 0.2750
1.500 0.1350 0.03832 0.02895 -0.0044 0.4523 0.3149
1.750 0.1542 0.03855 0.02943 -0.0042 0.4500 0.3806
2.000 0.1809 0.03837 0.02936 -0.0047 0.4482 0.4272
2.250 0.2102 0.03809 0.02916 -0.0053 0.4467 0.4620
2.500 0.2142 0.03931 0.03049 -0.0036 0.4438 0.4858
2.750 0.1718 0.04349 0.03487 0.0025 0.4369 0.4888
3.000 0.1796 0.04463 0.03609 0.0038 0.4338 0.5118
3.250 0.2023 0.04471 0.03628 0.0037 0.4317 0.5449
3.500 0.2308 0.04451 0.03612 0.0030 0.4302 0.5705
3.750 0.2622 0.04420 0.03590 0.0019 0.4291 0.6045
4.000 0.2992 0.04359 0.03537 0.0001 0.4279 0.6401
4.500 0.2209 0.05314 0.04551 0.0096 0.4140 0.6865
5.000 0.5212 0.05633 0.04927 -0.0391 0.4133 0.9491
5.250 0.5485 0.05672 0.04956 -0.0398 0.4123 0.9631
5.500 0.5869 0.05669 0.04938 -0.0419 0.4111 0.9728
6.500 0.6001 0.07040 0.06326 -0.0443 0.3950 0.9904
6.750 0.6526 0.07061 0.06336 -0.0498 0.3944 0.9960
7.000 0.7114 0.07037 0.06300 -0.0562 0.3938 1.0000
8.000 0.6470 0.08505 0.07786 -0.0463 0.3759 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)