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