GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 570 AIRFOIL (goe570-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 23.73 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe570-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe570-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.250 0.1055 0.05859 0.05320 -0.2390 0.7481 0.0651
-18.000 0.0761 0.05385 0.04824 -0.2412 0.7444 0.0650
-17.750 0.0563 0.05020 0.04441 -0.2425 0.7403 0.0648
-17.500 0.0432 0.04751 0.04162 -0.2428 0.7367 0.0649
-17.250 0.0346 0.04521 0.03921 -0.2429 0.7326 0.0649
-17.000 0.0309 0.04324 0.03712 -0.2430 0.7288 0.0649
-16.750 0.0310 0.04153 0.03527 -0.2432 0.7249 0.0650
-16.500 0.0350 0.03990 0.03351 -0.2439 0.7208 0.0652
-16.250 0.0346 0.03854 0.03211 -0.2430 0.7178 0.0652
-16.000 0.0361 0.03734 0.03086 -0.2420 0.7138 0.0653
-15.750 0.0383 0.03616 0.02960 -0.2411 0.7098 0.0655
-15.500 0.0458 0.03511 0.02846 -0.2406 0.7064 0.0656
-15.250 0.0550 0.03408 0.02730 -0.2407 0.7020 0.0658
-15.000 0.0610 0.03319 0.02637 -0.2396 0.6986 0.0659
-14.750 0.0663 0.03237 0.02552 -0.2381 0.6953 0.0660
-14.500 0.0706 0.03158 0.02469 -0.2364 0.6914 0.0661
-14.250 0.0768 0.03081 0.02385 -0.2350 0.6875 0.0663
-14.000 0.0845 0.03006 0.02300 -0.2339 0.6836 0.0666
-13.750 0.0956 0.02941 0.02227 -0.2332 0.6796 0.0668
-13.500 0.0982 0.02877 0.02163 -0.2306 0.6763 0.0669
-13.250 0.0998 0.02815 0.02097 -0.2281 0.6725 0.0671
-13.000 0.1048 0.02758 0.02036 -0.2258 0.6685 0.0672
-12.750 0.1148 0.02699 0.01971 -0.2241 0.6645 0.0675
-12.500 0.1299 0.02642 0.01910 -0.2232 0.6601 0.0682
-12.250 0.1280 0.02589 0.01860 -0.2195 0.6564 0.0683
-12.000 0.1284 0.02536 0.01807 -0.2162 0.6523 0.0685
-11.750 0.1293 0.02487 0.01755 -0.2130 0.6479 0.0685
-11.500 0.1301 0.02438 0.01702 -0.2098 0.6438 0.0692
-11.250 0.1325 0.02394 0.01653 -0.2068 0.6395 0.0693
-11.000 0.1226 0.02351 0.01612 -0.2015 0.6354 0.0695
-10.750 0.1163 0.02311 0.01570 -0.1967 0.6309 0.0697
-10.500 0.1118 0.02274 0.01528 -0.1922 0.6265 0.0700
-10.250 0.1111 0.02242 0.01488 -0.1883 0.6216 0.0702
-10.000 0.1025 0.02211 0.01457 -0.1828 0.6174 0.0706
-9.750 0.0931 0.02182 0.01428 -0.1772 0.6129 0.0708
-9.500 0.0858 0.02158 0.01399 -0.1717 0.6084 0.0712
-9.250 0.0812 0.02137 0.01370 -0.1668 0.6038 0.0713
-9.000 0.0753 0.02116 0.01347 -0.1615 0.5997 0.0718
-8.750 0.0659 0.02099 0.01329 -0.1554 0.5954 0.0722
-8.500 0.0568 0.02086 0.01311 -0.1494 0.5904 0.0725
-8.250 0.0511 0.02073 0.01291 -0.1439 0.5861 0.0728
-8.000 0.0452 0.02063 0.01276 -0.1384 0.5818 0.0731
-7.750 0.0364 0.02058 0.01270 -0.1322 0.5775 0.0735
-7.500 0.0296 0.02052 0.01259 -0.1265 0.5732 0.0738
-7.250 0.0243 0.02050 0.01250 -0.1209 0.5691 0.0741
-7.000 0.0186 0.02032 0.01226 -0.1152 0.5648 0.0748
-6.750 0.0095 0.02028 0.01223 -0.1090 0.5615 0.0753
-6.500 0.0036 0.02024 0.01220 -0.1033 0.5577 0.0759
-6.250 0.0003 0.02025 0.01218 -0.0981 0.5537 0.0765
-6.000 -0.0005 0.02027 0.01214 -0.0933 0.5497 0.0774
-5.750 0.0077 0.02025 0.01204 -0.0900 0.5456 0.0782
-5.500 0.0023 0.02035 0.01216 -0.0844 0.5424 0.0785
-5.250 0.0021 0.02044 0.01224 -0.0798 0.5389 0.0798
-5.000 0.0049 0.02051 0.01227 -0.0756 0.5353 0.0807
-4.750 0.0094 0.02057 0.01227 -0.0718 0.5319 0.0817
-4.500 0.0189 0.02050 0.01215 -0.0688 0.5283 0.0829
-4.250 0.0217 0.02056 0.01223 -0.0647 0.5252 0.0853
-4.000 0.0245 0.02071 0.01240 -0.0607 0.5219 0.0871
-3.750 0.0301 0.02087 0.01253 -0.0573 0.5188 0.0891
-3.500 0.0366 0.02091 0.01258 -0.0540 0.5153 0.0927
-3.250 0.0498 0.02094 0.01256 -0.0518 0.5120 0.0970
-3.000 0.0722 0.02076 0.01237 -0.0512 0.5086 0.1052
-2.750 0.0785 0.02087 0.01257 -0.0482 0.5062 0.1147
-2.500 0.0877 0.02087 0.01278 -0.0458 0.5033 0.1422
-2.250 0.1007 0.02103 0.01312 -0.0440 0.5003 0.1845
-2.000 0.1157 0.02128 0.01337 -0.0424 0.4973 0.1963
-1.750 0.1334 0.02143 0.01349 -0.0413 0.4941 0.2046
-1.500 0.1596 0.02145 0.01346 -0.0415 0.4909 0.2128
-1.250 0.1700 0.02189 0.01388 -0.0393 0.4884 0.2163
-1.000 0.1805 0.02222 0.01428 -0.0373 0.4857 0.2224
-0.750 0.1947 0.02253 0.01462 -0.0359 0.4829 0.2276
-0.500 0.2094 0.02288 0.01495 -0.0345 0.4801 0.2330
-0.250 0.2269 0.02315 0.01518 -0.0336 0.4774 0.2369
0.000 0.2497 0.02323 0.01525 -0.0335 0.4744 0.2452
0.250 0.2739 0.02333 0.01534 -0.0336 0.4716 0.2511
0.500 0.2816 0.02395 0.01601 -0.0314 0.4691 0.2563
0.750 0.2950 0.02438 0.01652 -0.0302 0.4666 0.2659
1.000 0.3100 0.02477 0.01700 -0.0293 0.4639 0.2831
1.250 0.3281 0.02492 0.01746 -0.0290 0.4613 0.3547
1.500 0.3477 0.02510 0.01779 -0.0286 0.4589 0.4052
1.750 0.3709 0.02515 0.01794 -0.0286 0.4564 0.4451
2.000 0.3929 0.02532 0.01818 -0.0285 0.4536 0.4731
2.250 0.3995 0.02610 0.01908 -0.0265 0.4515 0.4930
2.500 0.4092 0.02680 0.01988 -0.0249 0.4488 0.5141
2.750 0.4231 0.02737 0.02049 -0.0238 0.4462 0.5312
3.500 0.4748 0.02831 0.02173 -0.0218 0.4391 0.6222
3.750 0.4985 0.02797 0.02164 -0.0214 0.4367 0.6909
4.000 0.7178 0.03195 0.02652 -0.0637 0.4335 0.9093
4.250 0.7017 0.03288 0.02746 -0.0570 0.4311 0.9431
4.500 0.7124 0.03404 0.02861 -0.0556 0.4285 0.9577
4.750 0.7421 0.03526 0.02979 -0.0580 0.4261 0.9653
5.000 0.7676 0.03635 0.03082 -0.0592 0.4239 0.9732
5.250 0.8268 0.03696 0.03133 -0.0668 0.4213 0.9772
5.500 0.8722 0.03759 0.03191 -0.0718 0.4191 0.9814
5.750 0.8932 0.03937 0.03374 -0.0737 0.4171 0.9859
6.000 0.9167 0.04094 0.03532 -0.0757 0.4147 0.9899
6.250 0.9551 0.04222 0.03659 -0.0807 0.4121 0.9943
6.500 0.9930 0.04336 0.03771 -0.0853 0.4099 0.9985
6.750 1.0183 0.04425 0.03856 -0.0872 0.4077 1.0000
7.000 1.0343 0.04469 0.03894 -0.0866 0.4056 1.0000
7.250 1.0583 0.04460 0.03876 -0.0869 0.4032 1.0000
7.500 1.0600 0.04606 0.04026 -0.0850 0.4013 1.0000
7.750 1.0576 0.04785 0.04211 -0.0828 0.3991 1.0000
8.000 1.0615 0.04922 0.04351 -0.0813 0.3970 1.0000
8.250 1.0686 0.05039 0.04469 -0.0801 0.3948 1.0000
8.500 1.0768 0.05150 0.04579 -0.0790 0.3928 1.0000
8.750 1.0878 0.05240 0.04667 -0.0782 0.3908 1.0000
9.000 1.1052 0.05283 0.04705 -0.0780 0.3890 1.0000
9.250 1.1291 0.05277 0.04691 -0.0784 0.3872 1.0000
9.500 1.1356 0.05404 0.04820 -0.0773 0.3853 1.0000
9.750 1.1253 0.05664 0.05090 -0.0748 0.3831 1.0000
10.000 1.1216 0.05878 0.05309 -0.0729 0.3805 1.0000
10.250 1.1260 0.06030 0.05463 -0.0718 0.3780 1.0000
10.500 1.1335 0.06160 0.05593 -0.0710 0.3759 1.0000
10.750 1.1450 0.06256 0.05687 -0.0705 0.3742 1.0000
11.000 1.1637 0.06292 0.05718 -0.0706 0.3726 1.0000
11.250 1.1885 0.06276 0.05697 -0.0712 0.3710 1.0000
11.500 1.1889 0.06464 0.05889 -0.0699 0.3690 1.0000
11.750 1.1603 0.06906 0.06347 -0.0664 0.3660 1.0000
12.000 1.1515 0.07186 0.06633 -0.0645 0.3633 1.0000
12.250 1.1537 0.07369 0.06819 -0.0636 0.3611 1.0000
12.500 1.1647 0.07478 0.06926 -0.0633 0.3595 1.0000
12.750 1.1784 0.07559 0.07006 -0.0632 0.3581 1.0000
13.000 1.1975 0.07591 0.07035 -0.0635 0.3567 1.0000
13.250 1.2210 0.07580 0.07019 -0.0641 0.3553 1.0000
13.500 1.1105 0.08824 0.08300 -0.0556 0.3479 1.0000
13.750 1.1021 0.09126 0.08605 -0.0542 0.3449 1.0000
14.000 1.1196 0.09172 0.08650 -0.0545 0.3436 1.0000
14.250 1.1359 0.09230 0.08706 -0.0548 0.3425 1.0000
14.500 1.1538 0.09270 0.08744 -0.0551 0.3415 1.0000
14.750 1.1755 0.09271 0.08742 -0.0557 0.3404 1.0000
15.000 1.2005 0.09237 0.08704 -0.0564 0.3394 1.0000
15.250 0.6127 0.16390 0.15961 -0.0296 0.2827 1.0000
15.500 0.6408 0.16254 0.15821 -0.0302 0.2823 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 570 AIRFOIL (goe570-il)