GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.57 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe571-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe571-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 0.5276 0.11826 0.11056 -0.1760 0.6412 0.0645
-13.250 0.5324 0.11646 0.10870 -0.1773 0.6371 0.0658
-13.000 0.5326 0.11503 0.10732 -0.1780 0.6327 0.0662
-12.750 0.5378 0.11304 0.10535 -0.1785 0.6278 0.0666
-12.500 0.5532 0.11042 0.10269 -0.1786 0.6229 0.0674
-12.250 0.5639 0.10839 0.10059 -0.1792 0.6188 0.0685
-12.000 0.5720 0.10650 0.09867 -0.1798 0.6148 0.0696
-11.750 0.5757 0.10482 0.09704 -0.1799 0.6104 0.0710
-11.500 0.5738 0.10337 0.09562 -0.1803 0.6063 0.0722
-11.250 0.5677 0.10201 0.09429 -0.1808 0.6028 0.0727
-11.000 0.5812 0.09948 0.09172 -0.1806 0.5985 0.0733
-10.750 0.5972 0.09737 0.08951 -0.1806 0.5943 0.0753
-10.500 0.6003 0.09579 0.08801 -0.1800 0.5898 0.0768
-10.250 0.5989 0.09433 0.08660 -0.1798 0.5856 0.0786
-10.000 0.5813 0.09312 0.08545 -0.1802 0.5825 0.0797
-9.750 0.5964 0.09069 0.08300 -0.1794 0.5782 0.0805
-9.500 0.6069 0.08881 0.08104 -0.1791 0.5746 0.0813
-9.250 0.6117 0.08714 0.07941 -0.1782 0.5706 0.0825
-9.000 0.6123 0.08557 0.07791 -0.1772 0.5664 0.0837
-8.750 0.6105 0.08400 0.07638 -0.1764 0.5627 0.0852
-8.500 0.5977 0.08243 0.07486 -0.1760 0.5597 0.0869
-8.250 0.5767 0.08064 0.07314 -0.1758 0.5572 0.0875
-8.000 0.5779 0.07847 0.07094 -0.1751 0.5542 0.0878
-7.750 0.5839 0.07681 0.06933 -0.1732 0.5502 0.0883
-7.500 0.5859 0.07527 0.06786 -0.1711 0.5459 0.0890
-7.250 0.5829 0.07370 0.06633 -0.1692 0.5420 0.0898
-7.000 0.5760 0.07196 0.06463 -0.1676 0.5391 0.0904
-6.750 0.5657 0.07015 0.06283 -0.1660 0.5363 0.0909
-5.750 0.4015 0.05832 0.05093 -0.1440 0.5274 0.0553
-5.500 0.3955 0.05742 0.05006 -0.1396 0.5237 0.0547
-5.250 0.3876 0.05620 0.04880 -0.1352 0.5207 0.0540
-5.000 0.3771 0.05456 0.04706 -0.1305 0.5182 0.0532
-4.750 0.3652 0.05250 0.04482 -0.1255 0.5161 0.0520
-4.500 0.3505 0.05090 0.04308 -0.1195 0.5136 0.0517
-4.250 0.3151 0.04884 0.04076 -0.1096 0.5106 0.0502
-4.000 0.3097 0.04881 0.04088 -0.1046 0.5069 0.0512
-3.750 0.2919 0.04688 0.03861 -0.0974 0.5042 0.0502
-3.500 0.2887 0.04564 0.03717 -0.0926 0.5015 0.0502
-3.250 0.2923 0.04426 0.03557 -0.0889 0.4991 0.0501
-3.000 0.3041 0.04290 0.03397 -0.0865 0.4969 0.0498
-2.750 0.2907 0.04270 0.03375 -0.0800 0.4934 0.0496
-2.500 0.2756 0.04270 0.03373 -0.0733 0.4895 0.0494
-2.250 0.2709 0.04231 0.03320 -0.0682 0.4863 0.0491
-2.000 0.2747 0.04162 0.03231 -0.0644 0.4835 0.0488
-1.750 0.2859 0.04065 0.03107 -0.0615 0.4813 0.0486
-1.500 0.3031 0.03951 0.02960 -0.0595 0.4795 0.0483
-1.250 0.3220 0.03855 0.02831 -0.0578 0.4777 0.0481
-1.000 0.2716 0.04095 0.03097 -0.0471 0.4727 0.0481
-0.750 0.2458 0.04243 0.03247 -0.0402 0.4682 0.0480
-0.500 0.2496 0.04238 0.03224 -0.0369 0.4654 0.0480
-0.250 0.2692 0.04165 0.03124 -0.0354 0.4634 0.0478
0.000 0.2995 0.04055 0.02985 -0.0352 0.4619 0.0479
0.250 0.3368 0.03929 0.02828 -0.0360 0.4605 0.0484
0.750 0.1763 0.05090 0.04051 -0.0151 0.4438 0.0479
1.000 0.2077 0.04971 0.03907 -0.0150 0.4430 0.0480
1.250 0.2430 0.04844 0.03756 -0.0153 0.4424 0.0485
1.500 0.2803 0.04730 0.03621 -0.0161 0.4418 0.0492
5.000 0.1780 0.08778 0.07687 0.0060 0.3723 0.0540
5.250 0.2056 0.08821 0.07725 0.0049 0.3715 0.0547
5.500 0.1595 0.09519 0.08436 0.0071 0.3604 0.0543
5.750 0.1817 0.09615 0.08528 0.0063 0.3586 0.0554
6.000 0.2056 0.09690 0.08602 0.0054 0.3572 0.0564
6.250 0.2373 0.09759 0.08666 0.0033 0.3561 0.0583
6.500 0.2741 0.09841 0.08739 0.0003 0.3553 0.0605
6.750 0.2361 0.10487 0.09397 0.0017 0.3448 0.0601
7.000 0.2639 0.10640 0.09548 -0.0009 0.3429 0.0627
7.250 0.2949 0.10747 0.09652 -0.0034 0.3414 0.0680
7.500 0.3280 0.10840 0.09745 -0.0060 0.3403 0.0768
7.750 0.3676 0.10938 0.09850 -0.0099 0.3395 0.1145
8.000 0.4847 0.12434 0.11605 -0.0454 0.3287 1.0000
8.250 0.5012 0.12537 0.11694 -0.0452 0.3270 1.0000
8.500 0.5217 0.12582 0.11725 -0.0451 0.3257 1.0000
8.750 0.5415 0.12642 0.11771 -0.0450 0.3248 1.0000
9.250 0.5285 0.13445 0.12576 -0.0449 0.3136 1.0000
9.750 0.5638 0.13610 0.12721 -0.0448 0.3109 1.0000
10.000 0.5844 0.13649 0.12749 -0.0448 0.3099 1.0000
10.500 0.5741 0.14422 0.13525 -0.0451 0.2988 1.0000
10.750 0.5903 0.14522 0.13617 -0.0451 0.2974 1.0000
11.000 0.6086 0.14588 0.13675 -0.0452 0.2964 1.0000
11.250 0.6287 0.14628 0.13707 -0.0452 0.2955 1.0000
11.500 0.6028 0.15320 0.14409 -0.0458 0.2865 1.0000
11.750 0.6176 0.15433 0.14517 -0.0460 0.2847 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)