GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.07 at α=-8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe571-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe571-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 571 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.750 0.0942 0.19097 0.18641 -0.0843 0.9310 0.0554
-18.500 0.1174 0.18679 0.18221 -0.0894 0.9184 0.0567
-18.250 0.1418 0.18268 0.17805 -0.0956 0.9082 0.0582
-17.750 0.2015 0.17284 0.16805 -0.1098 0.8898 0.0599
-17.500 0.2399 0.16736 0.16244 -0.1184 0.8807 0.0612
-17.250 0.2747 0.16245 0.15739 -0.1268 0.8685 0.0629
-17.000 0.3094 0.15790 0.15266 -0.1369 0.8584 0.0646
-16.750 0.3397 0.15371 0.14831 -0.1463 0.8463 0.0653
-16.500 0.3834 0.14770 0.14212 -0.1546 0.8334 0.0666
-16.250 0.4206 0.14312 0.13733 -0.1631 0.8218 0.0682
-16.000 0.4429 0.13998 0.13407 -0.1683 0.8095 0.0702
-15.750 0.4580 0.13838 0.13229 -0.1758 0.8009 0.0718
-15.500 0.4822 0.13412 0.12796 -0.1788 0.7893 0.0726
-15.250 0.5113 0.13035 0.12400 -0.1836 0.7800 0.0739
-15.000 0.5247 0.12807 0.12167 -0.1854 0.7704 0.0756
-14.750 0.5386 0.12585 0.11936 -0.1881 0.7622 0.0775
-14.500 0.5474 0.12446 0.11786 -0.1916 0.7554 0.0789
-14.250 0.5357 0.12523 0.11866 -0.1929 0.7488 0.0794
-14.000 0.5705 0.11962 0.11294 -0.1944 0.7399 0.0804
-13.750 0.5881 0.11702 0.11025 -0.1960 0.7328 0.0820
-13.500 0.5953 0.11528 0.10851 -0.1961 0.7251 0.0839
-13.250 0.6036 0.11360 0.10676 -0.1975 0.7185 0.0858
-13.000 0.5999 0.11342 0.10650 -0.1999 0.7140 0.0874
-12.750 0.5911 0.11284 0.10603 -0.1990 0.7077 0.0879
-12.500 0.6173 0.10881 0.10194 -0.1988 0.7000 0.0889
-12.250 0.6367 0.10623 0.09923 -0.2001 0.6942 0.0912
-12.000 0.6395 0.10496 0.09801 -0.1992 0.6879 0.0935
-11.750 0.6343 0.10428 0.09737 -0.1987 0.6821 0.0959
-11.500 0.6051 0.10566 0.09881 -0.1993 0.6782 0.0970
-11.250 0.6519 0.10017 0.09312 -0.2004 0.6717 0.0987
-11.000 0.6557 0.09876 0.09181 -0.1982 0.6653 0.1005
-10.750 0.6587 0.09742 0.09051 -0.1971 0.6593 0.1025
-10.500 0.6577 0.09627 0.08932 -0.1972 0.6546 0.1055
-10.250 0.6283 0.09705 0.09013 -0.1980 0.6517 0.1072
-10.000 0.6490 0.09379 0.08689 -0.1965 0.6459 0.1083
-9.750 0.6596 0.09192 0.08508 -0.1942 0.6395 0.1098
-9.500 0.6681 0.09031 0.08346 -0.1934 0.6347 0.1122
-9.250 0.6720 0.08885 0.08194 -0.1937 0.6307 0.1156
-9.000 0.6349 0.08936 0.08250 -0.1939 0.6284 0.1187
-8.750 0.6169 0.08849 0.08185 -0.1901 0.6233 0.1193
-8.500 0.6473 0.08563 0.07898 -0.1876 0.6169 0.1210
-8.250 0.6601 0.08387 0.07718 -0.1866 0.6123 0.1234
-8.000 0.6643 0.08234 0.07559 -0.1865 0.6090 0.1276
-7.750 0.6226 0.08232 0.07567 -0.1854 0.6067 0.1314
-7.500 0.5667 0.08258 0.07623 -0.1798 0.6027 0.1318
-7.250 0.6030 0.08005 0.07373 -0.1767 0.5970 0.1338
-7.000 0.6215 0.07848 0.07213 -0.1749 0.5929 0.1369
-6.750 0.6192 0.07711 0.07075 -0.1735 0.5899 0.1409
-6.500 0.5816 0.07608 0.06980 -0.1713 0.5878 0.1447
-6.250 0.5242 0.07666 0.07047 -0.1640 0.5856 0.1456
-6.000 0.4891 0.07768 0.07179 -0.1540 0.5805 0.1451
-5.750 0.4414 0.07859 0.07286 -0.1450 0.5763 0.1454
-5.500 0.3865 0.07962 0.07392 -0.1360 0.5731 0.1460
-5.250 0.3316 0.08084 0.07504 -0.1269 0.5702 0.1466
-5.000 0.4452 0.07336 0.06758 -0.1378 0.5677 0.1545
-4.750 -0.0793 0.12963 0.12577 -0.0575 0.5353 0.1106
-4.500 -0.1330 0.13337 0.12960 -0.0530 0.5344 0.1098
-4.250 -0.1929 0.13767 0.13398 -0.0491 0.5370 0.1088
-4.000 -0.2193 0.13920 0.13556 -0.0461 0.5395 0.1091
-3.750 -0.2231 0.13885 0.13522 -0.0445 0.5432 0.1101
-3.500 -0.2154 0.13702 0.13335 -0.0440 0.5451 0.1126
-3.250 -0.2177 0.13201 0.12784 -0.0485 0.5464 0.1194
-3.000 -0.3372 0.14575 0.14233 -0.0358 0.5753 0.1091
-2.750 -0.3331 0.14401 0.14057 -0.0341 0.5722 0.1106
-2.500 -0.3257 0.14202 0.13852 -0.0336 0.5701 0.1132
-2.250 -0.3222 0.13840 0.13441 -0.0366 0.5686 0.1195
-2.000 -0.3025 0.13653 0.13266 -0.0356 0.5674 0.1212
-1.750 -0.2791 0.13589 0.13198 -0.0357 0.5665 0.1242
-1.500 -0.3461 0.13479 0.13093 -0.0284 0.5553 0.1219
-1.250 -0.3373 0.13331 0.12939 -0.0271 0.5521 0.1246
-1.000 -0.3245 0.13108 0.12671 -0.0276 0.5499 0.1332
-0.750 -0.3077 0.12963 0.12533 -0.0265 0.5484 0.1352
-0.500 -0.2831 0.13005 0.12546 -0.0266 0.5473 0.1451
-0.250 -0.2879 0.12920 0.12445 -0.0244 0.5459 0.1482
0.000 -0.3253 0.12739 0.12262 -0.0194 0.5346 0.1479
0.250 -0.3134 0.12564 0.12096 -0.0179 0.5317 0.1501
0.500 -0.2953 0.12579 0.12069 -0.0165 0.5297 0.1639
0.750 -0.2762 0.12452 0.11955 -0.0155 0.5285 0.1673
1.000 -0.2517 0.12547 0.12021 -0.0147 0.5277 0.1829
1.250 -0.3058 0.12327 0.11829 -0.0093 0.5174 0.1708
1.500 -0.2958 0.12263 0.11740 -0.0072 0.5139 0.1840
1.750 -0.2793 0.12231 0.11706 -0.0056 0.5116 0.1921
2.000 -0.2608 0.12227 0.11693 -0.0038 0.5101 0.2093
2.250 -0.2694 0.12318 0.11834 -0.0079 0.4925 0.2225
2.500 -0.2490 0.12349 0.11870 -0.0067 0.4912 0.2349
2.750 -0.2780 0.12119 0.11569 0.0049 0.4961 0.2467
3.000 -0.2667 0.12085 0.11534 0.0076 0.4936 0.2708
3.250 -0.2630 0.12135 0.11659 0.0004 0.4760 0.2757
4.500 -0.1485 0.11982 0.11132 0.0166 0.4740 0.1157
4.750 -0.1072 0.12173 0.11275 0.0159 0.4729 0.1024
5.000 -0.1455 0.12039 0.11150 0.0195 0.4640 0.1038
5.250 -0.1237 0.12123 0.11182 0.0204 0.4601 0.0966
5.500 -0.0932 0.12237 0.11286 0.0191 0.4576 0.0952
5.750 -0.0571 0.12458 0.11490 0.0174 0.4559 0.0948
6.000 -0.0138 0.12814 0.11822 0.0150 0.4549 0.0962
6.250 -0.0566 0.12604 0.11624 0.0185 0.4453 0.0952
6.500 -0.0302 0.12755 0.11762 0.0172 0.4415 0.0961
6.750 0.0064 0.12978 0.11975 0.0146 0.4392 0.0964
7.000 0.0486 0.13307 0.12298 0.0112 0.4378 0.0968
7.250 0.1031 0.13813 0.12815 0.0055 0.4370 0.0992
7.500 0.0487 0.13476 0.12478 0.0102 0.4267 0.0983
7.750 0.0816 0.13695 0.12703 0.0072 0.4232 0.1002
8.000 0.1213 0.14002 0.13014 0.0035 0.4212 0.1043
8.250 0.1847 0.14583 0.13598 -0.0050 0.4200 0.1152
8.500 0.1418 0.14432 0.13449 -0.0014 0.4126 0.1097
8.750 0.1798 0.14731 0.13750 -0.0070 0.4077 0.1228
9.000 0.3732 0.16397 0.15645 -0.0495 0.4040 1.0000
9.250 0.4034 0.16753 0.15983 -0.0502 0.4029 1.0000
9.500 0.3687 0.16784 0.16024 -0.0494 0.3961 1.0000
9.750 0.3820 0.16948 0.16176 -0.0495 0.3918 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)