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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.46 at α=-14°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe570-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe570-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.000   0.3943   0.16554   0.15726  -0.1485   0.7631   0.1822
 -15.750   0.3597   0.16821   0.16007  -0.1401   0.7521   0.1822
 -15.500   0.3591   0.16681   0.15866  -0.1402   0.7474   0.1824
 -15.000   0.3818   0.15547   0.14711  -0.1468   0.7427   0.1439
 -14.500   0.3274   0.15541   0.14715  -0.1372   0.7259   0.1305
 -14.250   0.3487   0.15208   0.14377  -0.1394   0.7234   0.1288
 -14.000   0.3653   0.14850   0.14011  -0.1423   0.7214   0.1266
 -13.750   0.3071   0.15346   0.14529  -0.1300   0.7069   0.1258
 -13.500   0.3053   0.15057   0.14237  -0.1307   0.7034   0.1236
 -13.250   0.3036   0.14672   0.13847  -0.1326   0.7011   0.1220
 -13.000   0.2279   0.14998   0.14190  -0.1226   0.6873   0.1196
 -12.750   0.2247   0.14798   0.13990  -0.1220   0.6829   0.1194
 -12.500   0.2236   0.14451   0.13639  -0.1231   0.6804   0.1196
 -12.250   0.1851   0.14756   0.13958  -0.1160   0.6691   0.1192
 -12.000   0.1699   0.14662   0.13867  -0.1139   0.6628   0.1191
 -11.750   0.1647   0.14330   0.13533  -0.1144   0.6600   0.1190
 -11.500   0.1621   0.13925   0.13124  -0.1156   0.6580   0.1188
 -11.250   0.1059   0.14436   0.13654  -0.1065   0.6440   0.1185
 -11.000   0.0960   0.14113   0.13330  -0.1065   0.6407   0.1182
 -10.750   0.0843   0.13661   0.12876  -0.1074   0.6384   0.1179
 -10.500   0.0350   0.13885   0.13113  -0.1012   0.6279   0.1175
 -10.250   0.0010   0.13513   0.12743  -0.1002   0.6231   0.1171
 -10.000  -0.0824   0.12251   0.11473  -0.1032   0.6208   0.1162
  -9.750  -0.3117   0.10136   0.09293  -0.1034   0.6191   0.1139
  -9.500  -0.3772   0.09645   0.08767  -0.0980   0.6171   0.1136
  -9.250  -0.4601   0.09761   0.08878  -0.0876   0.6075   0.1128
  -9.000  -0.5047   0.09583   0.08679  -0.0803   0.6033   0.1129
  -8.750  -0.5366   0.09388   0.08460  -0.0736   0.6003   0.1130
  -8.500  -0.5599   0.09188   0.08235  -0.0674   0.5982   0.1131
  -8.250  -0.6090   0.09271   0.08311  -0.0589   0.5907   0.1129
  -8.000  -0.6340   0.09211   0.08236  -0.0529   0.5861   0.1131
  -7.750  -0.6444   0.09089   0.08095  -0.0483   0.5828   0.1135
  -7.500  -0.6458   0.08938   0.07921  -0.0446   0.5803   0.1143
  -7.250  -0.6402   0.08780   0.07740  -0.0416   0.5784   0.1151
  -7.000  -0.6799   0.08912   0.07869  -0.0344   0.5703   0.1149
  -6.750  -0.6861   0.08857   0.07797  -0.0304   0.5662   0.1156
  -6.500  -0.6846   0.08780   0.07701  -0.0272   0.5634   0.1166
  -6.250  -0.6758   0.08685   0.07583  -0.0247   0.5611   0.1176
  -6.000  -0.6599   0.08563   0.07433  -0.0228   0.5592   0.1191
  -5.750  -0.6943   0.08716   0.07582  -0.0164   0.5518   0.1193
  -5.500  -0.6933   0.08711   0.07574  -0.0134   0.5475   0.1207
  -5.250  -0.6816   0.08685   0.07546  -0.0116   0.5444   0.1219
  -5.000  -0.6661   0.08651   0.07506  -0.0101   0.5421   0.1233
  -4.750  -0.6479   0.08604   0.07451  -0.0088   0.5404   0.1256
  -4.500  -0.6721   0.08747   0.07592  -0.0037   0.5345   0.1261
  -4.250  -0.6731   0.08783   0.07621  -0.0007   0.5299   0.1274
  -4.000  -0.6614   0.08768   0.07591   0.0011   0.5263   0.1300
  -3.750  -0.6435   0.08751   0.07566   0.0022   0.5237   0.1318
  -3.500  -0.6249   0.08736   0.07553   0.0034   0.5218   0.1341
  -3.250  -0.6275   0.08820   0.07636   0.0064   0.5184   0.1358
  -3.000  -0.6411   0.08937   0.07753   0.0103   0.5133   0.1367
  -2.750  -0.6352   0.08976   0.07787   0.0124   0.5095   0.1396
  -2.500  -0.6206   0.08991   0.07796   0.0138   0.5064   0.1436
  -2.250  -0.6028   0.08999   0.07807   0.0150   0.5040   0.1477
  -2.000  -0.5804   0.09006   0.07805   0.0157   0.5022   0.1549
  -1.750  -0.5942   0.09155   0.07959   0.0193   0.4981   0.1572
  -1.500  -0.5991   0.09260   0.08067   0.0221   0.4937   0.1613
  -1.250  -0.5891   0.09325   0.08127   0.0235   0.4903   0.1694
  -1.000  -0.5707   0.09359   0.08157   0.0242   0.4870   0.1799
  -0.750  -0.5485   0.09400   0.08194   0.0243   0.4849   0.1943
  -0.500  -0.5192   0.09436   0.08223   0.0234   0.4832   0.2140
   0.000  -0.5244   0.09739   0.08534   0.0266   0.4754   0.2340
   0.250  -0.5065   0.09834   0.08641   0.0259   0.4714   0.2515
   0.500  -0.4823   0.09917   0.08737   0.0247   0.4686   0.2740
   0.750  -0.4539   0.09990   0.08834   0.0231   0.4663   0.3025
   1.000  -0.4243   0.10055   0.08924   0.0220   0.4645   0.3422
   1.250  -0.4281   0.10240   0.09126   0.0235   0.4614   0.3659
   1.500  -0.4281   0.10408   0.09310   0.0248   0.4579   0.3938
   1.750  -0.4183   0.10527   0.09446   0.0255   0.4543   0.4342
   2.000  -0.4030   0.10628   0.09566   0.0259   0.4514   0.4810
   2.250  -0.3808   0.10715   0.09675   0.0256   0.4489   0.5335
   2.500  -0.3493   0.10826   0.09811   0.0237   0.4470   0.5883
   2.750  -0.3118   0.11029   0.10050   0.0195   0.4449   0.6430
   3.000  -0.2967   0.11356   0.10415   0.0160   0.4414   0.6858
   3.250  -0.2353   0.11830   0.10937   0.0045   0.4372   0.7635
   3.500  -0.1434   0.12407   0.11533  -0.0117   0.4327   0.8270
   3.750  -0.0810   0.12783   0.11901  -0.0204   0.4301   0.8861
   4.000  -0.0646   0.13034   0.12128  -0.0196   0.4288   0.9597
   4.250  -0.0295   0.13475   0.12552  -0.0247   0.4266   0.9858
   4.500  -0.0049   0.14076   0.13144  -0.0300   0.4240   1.0000
   4.750  -0.0056   0.14237   0.13291  -0.0286   0.4216   1.0000
   5.000  -0.0015   0.14375   0.13414  -0.0275   0.4189   1.0000
   5.250   0.0069   0.14490   0.13512  -0.0267   0.4165   1.0000
   5.500   0.0178   0.14601   0.13606  -0.0260   0.4145   1.0000
   5.750   0.0295   0.14721   0.13709  -0.0254   0.4131   1.0000
   6.000   0.0422   0.14845   0.13816  -0.0249   0.4119   1.0000
   6.250   0.0564   0.14970   0.13926  -0.0246   0.4109   1.0000
   6.500   0.0676   0.15120   0.14060  -0.0241   0.4099   1.0000
   6.750   0.0609   0.15345   0.14281  -0.0228   0.4079   1.0000
   7.000   0.0616   0.15526   0.14456  -0.0218   0.4053   1.0000
   7.250   0.0675   0.15686   0.14606  -0.0212   0.4032   1.0000
   7.500   0.0753   0.15843   0.14752  -0.0207   0.4016   1.0000
   7.750   0.0835   0.16005   0.14905  -0.0203   0.4007   1.0000
   8.000   0.0917   0.16173   0.15063  -0.0199   0.4000   1.0000
   8.250   0.1003   0.16339   0.15221  -0.0195   0.3994   1.0000
   8.500   0.1098   0.16496   0.15369  -0.0192   0.3985   1.0000
   8.750   0.1214   0.16638   0.15500  -0.0190   0.3972   1.0000
   9.000   0.1362   0.16763   0.15614  -0.0189   0.3956   1.0000
   9.250   0.1556   0.16878   0.15717  -0.0191   0.3938   1.0000
   9.500   0.1629   0.17037   0.15868  -0.0187   0.3921   1.0000
   9.750   0.1687   0.17220   0.16046  -0.0184   0.3917   1.0000
  10.000   0.1762   0.17399   0.16219  -0.0183   0.3916   1.0000
  10.250   0.1847   0.17579   0.16393  -0.0181   0.3916   1.0000
  10.500   0.1927   0.17757   0.16566  -0.0180   0.3916   1.0000
  10.750   0.1986   0.17927   0.16731  -0.0178   0.3909   1.0000
  11.000   0.2033   0.18081   0.16881  -0.0175   0.3890   1.0000
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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