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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)