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

Polar data table (+)

Polar graphs


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