Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)