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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 0.67 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe570-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe570-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.250  -0.1934   0.21506   0.21060  -0.0223   0.6933   0.3453
  -6.000  -0.6171   0.16338   0.15777  -0.0367   0.7413   0.2165
  -5.750  -0.6192   0.16074   0.15528  -0.0333   0.7333   0.2175
  -5.500  -0.5549   0.16420   0.15884  -0.0361   0.7262   0.2201
  -5.250  -0.8415   0.13597   0.12921  -0.0069   0.7292   0.1982
  -5.000  -0.8394   0.13349   0.12661  -0.0047   0.7251   0.1974
  -4.750  -0.8381   0.13168   0.12457  -0.0021   0.7225   0.1965
  -4.500  -0.8527   0.12923   0.12192   0.0027   0.7201   0.1958
  -4.250  -0.8796   0.12483   0.11737   0.0093   0.7133   0.1951
  -4.000  -0.8898   0.12203   0.11426   0.0143   0.7083   0.1947
  -3.750  -0.8928   0.12004   0.11191   0.0186   0.7046   0.1944
  -3.500  -0.8890   0.11925   0.11074   0.0222   0.7020   0.1946
  -3.250  -0.8922   0.11842   0.10955   0.0265   0.7002   0.1950
  -3.000  -0.9158   0.11432   0.10531   0.0329   0.6939   0.1949
  -2.750  -0.9176   0.11270   0.10333   0.0374   0.6884   0.1958
  -2.500  -0.9108   0.11214   0.10235   0.0409   0.6841   0.1971
  -2.250  -0.8938   0.11293   0.10281   0.0428   0.6815   0.1993
  -2.000  -0.8901   0.11238   0.10227   0.0451   0.6793   0.2016
  -1.750  -0.8995   0.10965   0.09948   0.0493   0.6732   0.2028
  -1.500  -0.8878   0.10931   0.09906   0.0509   0.6679   0.2061
  -1.250  -0.8700   0.10972   0.09924   0.0523   0.6640   0.2097
  -1.000  -0.8449   0.11166   0.10077   0.0529   0.6613   0.2140
  -0.750  -0.8481   0.11051   0.09935   0.0565   0.6587   0.2163
  -0.500  -0.8436   0.10843   0.09739   0.0579   0.6523   0.2197
  -0.250  -0.8231   0.10875   0.09771   0.0578   0.6471   0.2252
   0.000  -0.7993   0.10989   0.09856   0.0579   0.6437   0.2342
   0.250  -0.7567   0.11305   0.10193   0.0542   0.6413   0.2481
   0.500  -0.7589   0.11143   0.10010   0.0567   0.6387   0.2553
   0.750  -0.7428   0.11034   0.09936   0.0555   0.6320   0.2677
   1.000  -0.7078   0.11146   0.10068   0.0523   0.6268   0.2942
   1.250  -0.6632   0.11416   0.10397   0.0477   0.6234   0.3450
   1.500  -0.6265   0.11828   0.10846   0.0456   0.6216   0.4081
   1.750  -0.6360   0.11574   0.10608   0.0485   0.6184   0.4315
   2.000  -0.6231   0.11578   0.10642   0.0486   0.6126   0.4707
   2.250  -0.5979   0.11731   0.10824   0.0476   0.6079   0.5284
   2.500  -0.5500   0.12077   0.11233   0.0423   0.6044   0.6146
   2.750  -0.3768   0.13359   0.12691   0.0088   0.6012   0.8222
   3.000  -0.3124   0.13844   0.13187  -0.0026   0.5939   0.8770
   3.250  -0.2550   0.14476   0.13795  -0.0103   0.5892   0.9385
   3.500  -0.1707   0.15378   0.14665  -0.0240   0.5855   0.9783
   3.750  -0.0956   0.16265   0.15514  -0.0372   0.5836   1.0000
   4.000  -0.1337   0.15803   0.15033  -0.0315   0.5807   1.0000
   4.250  -0.1393   0.15716   0.14921  -0.0291   0.5754   1.0000
   4.500  -0.1311   0.15783   0.14963  -0.0280   0.5711   1.0000
   4.750  -0.1170   0.15922   0.15077  -0.0276   0.5681   1.0000
   5.000  -0.0972   0.16176   0.15305  -0.0277   0.5659   1.0000
   5.250  -0.0709   0.16637   0.15741  -0.0286   0.5646   1.0000
   5.500  -0.0949   0.16267   0.15365  -0.0248   0.5611   1.0000
   5.750  -0.0900   0.16302   0.15385  -0.0236   0.5560   1.0000
   6.000  -0.0772   0.16424   0.15490  -0.0231   0.5520   1.0000
   6.250  -0.0594   0.16614   0.15661  -0.0231   0.5490   1.0000
   6.500  -0.0368   0.16928   0.15957  -0.0236   0.5469   1.0000
   6.750  -0.0178   0.17291   0.16301  -0.0240   0.5456   1.0000
   7.000  -0.0343   0.16995   0.16001  -0.0212   0.5423   1.0000
   7.250  -0.0282   0.17049   0.16043  -0.0203   0.5380   1.0000
   7.500  -0.0159   0.17173   0.16155  -0.0200   0.5343   1.0000
   7.750   0.0002   0.17346   0.16313  -0.0200   0.5313   1.0000
   8.000   0.0210   0.17613   0.16566  -0.0204   0.5290   1.0000
   8.250   0.0469   0.18071   0.17009  -0.0214   0.5275   1.0000
   8.500   0.0369   0.17883   0.16814  -0.0194   0.5254   1.0000
   8.750   0.0380   0.17852   0.16776  -0.0184   0.5212   1.0000
   9.000   0.0487   0.17963   0.16877  -0.0181   0.5173   1.0000
   9.250   0.0630   0.18116   0.17021  -0.0181   0.5141   1.0000
   9.500   0.0803   0.18322   0.17215  -0.0184   0.5117   1.0000
   9.750   0.1016   0.18639   0.17521  -0.0190   0.5099   1.0000
  10.000   0.1281   0.19179   0.18050  -0.0202   0.5087   1.0000
  10.250   0.1108   0.18779   0.17647  -0.0179   0.5063   1.0000
  10.500   0.1151   0.18790   0.17653  -0.0173   0.5019   1.0000
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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