GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 33.08 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe571-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe571-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 0.5840 0.10730 0.10110 -0.1895 0.6422 0.0510
-12.750 0.5897 0.10541 0.09920 -0.1901 0.6376 0.0521
-12.500 0.5868 0.10391 0.09767 -0.1917 0.6338 0.0529
-12.250 0.5957 0.10136 0.09506 -0.1932 0.6298 0.0535
-12.000 0.6105 0.09918 0.09288 -0.1931 0.6248 0.0540
-11.750 0.6192 0.09737 0.09110 -0.1928 0.6200 0.0548
-11.500 0.6267 0.09559 0.08931 -0.1930 0.6154 0.0558
-11.250 0.6328 0.09371 0.08739 -0.1936 0.6114 0.0572
-11.000 0.6117 0.09230 0.08598 -0.1963 0.6090 0.0588
-10.750 0.6281 0.08986 0.08355 -0.1958 0.6042 0.0592
-10.500 0.6417 0.08794 0.08166 -0.1945 0.5991 0.0598
-10.250 0.6503 0.08625 0.07996 -0.1940 0.5944 0.0606
-10.000 0.6571 0.08456 0.07822 -0.1939 0.5901 0.0622
-9.750 0.6599 0.08268 0.07627 -0.1954 0.5866 0.0642
-9.500 0.6380 0.08066 0.07438 -0.1956 0.5836 0.0653
-9.250 0.6523 0.07897 0.07273 -0.1937 0.5783 0.0659
-9.000 0.6627 0.07743 0.07118 -0.1924 0.5736 0.0671
-8.750 0.6676 0.07581 0.06952 -0.1920 0.5699 0.0681
-8.500 0.6713 0.07397 0.06760 -0.1928 0.5664 0.0700
-8.250 0.6207 0.07125 0.06504 -0.1946 0.5650 0.0718
-8.000 0.6352 0.06960 0.06347 -0.1915 0.5603 0.0724
-7.750 0.6478 0.06826 0.06214 -0.1894 0.5556 0.0731
-7.500 0.6532 0.06678 0.06064 -0.1880 0.5520 0.0742
-7.250 0.6531 0.06507 0.05890 -0.1873 0.5488 0.0755
-7.000 0.6411 0.06284 0.05667 -0.1876 0.5462 0.0776
-6.750 0.5845 0.06019 0.05413 -0.1843 0.5444 0.0788
-6.500 0.5043 0.05945 0.05332 -0.1735 0.5432 0.0793
-6.250 0.5116 0.05726 0.05123 -0.1713 0.5392 0.0798
-6.000 0.5251 0.05576 0.04979 -0.1696 0.5352 0.0804
-5.750 0.5299 0.05447 0.04848 -0.1671 0.5319 0.0813
-5.500 0.5304 0.05312 0.04703 -0.1645 0.5290 0.0826
-5.250 0.5236 0.05180 0.04566 -0.1609 0.5262 0.0845
-5.000 0.4736 0.05034 0.04389 -0.1509 0.5244 0.0882
-4.750 0.4782 0.04881 0.04248 -0.1479 0.5208 0.0887
-4.500 0.4841 0.04755 0.04128 -0.1449 0.5175 0.0897
-4.250 0.4884 0.04639 0.04007 -0.1418 0.5147 0.0911
-4.000 0.4814 0.03308 0.02672 -0.1339 0.5089 0.0983
-3.750 0.4779 0.03230 0.02603 -0.1293 0.5063 0.0991
-3.500 0.4737 0.03159 0.02537 -0.1245 0.5035 0.1005
-3.250 0.4709 0.03085 0.02460 -0.1198 0.5006 0.1025
-3.000 0.4545 0.02995 0.02339 -0.1126 0.4985 0.1085
-2.750 0.4641 0.02864 0.02210 -0.1102 0.4960 0.1099
-2.500 0.4775 0.02756 0.02093 -0.1084 0.4937 0.1131
-2.250 0.4871 0.02639 0.01941 -0.1056 0.4916 0.1210
-2.000 0.4952 0.02566 0.01874 -0.1029 0.4892 0.1241
-1.750 0.4810 0.02561 0.01873 -0.0957 0.4869 0.1264
-1.500 0.4674 0.02544 0.01844 -0.0887 0.4844 0.1344
-1.250 0.4691 0.02487 0.01792 -0.0847 0.4819 0.1368
-1.000 0.4697 0.02475 0.01762 -0.0801 0.4797 0.1487
-0.750 0.5007 0.03079 0.02189 -0.0756 0.4808 0.0723
-0.500 0.5191 0.03007 0.02116 -0.0741 0.4785 0.0699
-0.250 0.5429 0.02901 0.01967 -0.0725 0.4766 0.0643
0.000 0.5770 0.02823 0.01869 -0.0736 0.4746 0.0633
0.250 0.6245 0.02765 0.01787 -0.0772 0.4723 0.0623
0.500 0.6096 0.02803 0.01833 -0.0697 0.4702 0.0623
0.750 0.5986 0.02843 0.01878 -0.0631 0.4675 0.0621
1.000 0.5984 0.02872 0.01908 -0.0586 0.4649 0.0620
1.250 0.6082 0.02887 0.01922 -0.0558 0.4627 0.0625
1.500 0.6265 0.02890 0.01919 -0.0544 0.4607 0.0638
1.750 0.6546 0.02875 0.01895 -0.0547 0.4588 0.0654
2.000 0.6894 0.02847 0.01867 -0.0561 0.4571 0.0666
2.250 0.7332 0.02824 0.01837 -0.0591 0.4553 0.0686
2.500 0.7264 0.02902 0.01924 -0.0539 0.4532 0.0692
2.750 0.6854 0.03061 0.02099 -0.0439 0.4504 0.0689
3.000 0.6412 0.03281 0.02333 -0.0345 0.4470 0.0687
3.250 0.6190 0.03466 0.02527 -0.0288 0.4438 0.0684
3.500 0.6302 0.03536 0.02597 -0.0273 0.4418 0.0699
3.750 0.6636 0.03515 0.02572 -0.0284 0.4404 0.0728
4.000 0.7117 0.03448 0.02499 -0.0313 0.4393 0.0804
4.250 0.7725 0.03349 0.02399 -0.0361 0.4381 0.1091
4.500 1.0988 0.03322 0.02565 -0.0963 0.4342 1.0000
4.750 0.8145 0.05104 0.04463 -0.0668 0.4221 1.0000
5.000 0.8622 0.04925 0.04261 -0.0681 0.4221 1.0000
5.250 0.9153 0.04717 0.04031 -0.0700 0.4220 1.0000
5.500 0.9638 0.04565 0.03859 -0.0717 0.4216 1.0000
5.750 1.0187 0.04389 0.03661 -0.0742 0.4212 1.0000
6.000 1.0756 0.04232 0.03482 -0.0771 0.4205 1.0000
6.250 0.0239 0.11425 0.10568 0.0196 0.3802 0.0607
6.500 0.0475 0.11554 0.10696 0.0179 0.3754 0.0612
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)