GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.73 at α=-12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe571-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe571-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 0.0687 0.19907 0.19390 -0.0693 0.9242 0.0937
-19.500 0.0820 0.19745 0.19223 -0.0733 0.9186 0.0957
-19.250 0.0933 0.19744 0.19217 -0.0781 0.9155 0.0968
-19.000 0.0981 0.19592 0.19067 -0.0792 0.9059 0.0973
-18.750 0.1273 0.18976 0.18448 -0.0837 0.9006 0.0991
-18.500 0.1412 0.18730 0.18199 -0.0863 0.8937 0.1010
-18.250 0.1518 0.18553 0.18021 -0.0885 0.8862 0.1030
-18.000 -0.0057 0.21288 0.20699 -0.0673 0.9486 0.0983
-17.750 0.0219 0.20798 0.20207 -0.0725 0.9402 0.1004
-17.500 0.0485 0.20389 0.19796 -0.0784 0.9326 0.1027
-17.250 0.0655 0.20107 0.19512 -0.0827 0.9234 0.1051
-17.000 0.0795 0.20029 0.19431 -0.0891 0.9173 0.1070
-16.750 0.1020 0.19511 0.18914 -0.0928 0.9086 0.1084
-16.500 0.1355 0.18910 0.18310 -0.0979 0.9019 0.1112
-16.250 0.1684 0.18417 0.17812 -0.1048 0.8982 0.1146
-16.000 0.1731 0.18299 0.17695 -0.1063 0.8872 0.1170
-15.750 0.1827 0.18275 0.17667 -0.1123 0.8829 0.1187
-15.500 0.2329 0.17314 0.16700 -0.1198 0.8801 0.1208
-15.250 0.2420 0.17081 0.16468 -0.1198 0.8685 0.1228
-15.000 0.2761 0.16564 0.15944 -0.1266 0.8644 0.1269
-14.750 0.3006 0.16276 0.15648 -0.1345 0.8617 0.1309
-14.500 0.2834 0.16526 0.15902 -0.1327 0.8499 0.1317
-14.250 0.3400 0.15528 0.14896 -0.1410 0.8460 0.1346
-14.000 0.3875 0.14874 0.14228 -0.1497 0.8426 0.1405
-13.750 0.3808 0.14915 0.14273 -0.1481 0.8317 0.1437
-13.500 0.3692 0.15163 0.14520 -0.1512 0.8258 0.1464
-13.250 0.4488 0.13919 0.13257 -0.1618 0.8219 0.1520
-13.000 0.4371 0.13987 0.13333 -0.1574 0.8103 0.1543
-12.750 0.4544 0.13762 0.13101 -0.1617 0.8044 0.1598
-12.500 0.4458 0.13965 0.13300 -0.1663 0.8004 0.1625
-12.250 0.4025 0.14389 0.13743 -0.1560 0.7873 0.1626
-12.000 0.4886 0.13113 0.12446 -0.1652 0.7821 0.1692
-11.750 0.4827 0.13125 0.12463 -0.1623 0.7739 0.1729
-11.500 0.4662 0.13253 0.12599 -0.1580 0.7647 0.1758
-11.250 0.4476 0.13477 0.12823 -0.1588 0.7600 0.1797
-11.000 0.3992 0.13929 0.13300 -0.1446 0.7471 0.1789
-10.750 0.3659 0.14283 0.13663 -0.1411 0.7407 0.1800
-10.500 0.3107 0.14816 0.14221 -0.1231 0.7269 0.1780
-10.250 0.2759 0.15166 0.14582 -0.1166 0.7193 0.1787
-10.000 0.1821 0.16341 0.15790 -0.0967 0.7067 0.1708
-9.750 0.1284 0.16970 0.16436 -0.0880 0.7015 0.1693
-9.500 0.1190 0.17027 0.16498 -0.0860 0.6980 0.1719
-9.250 0.1127 0.17028 0.16500 -0.0857 0.6954 0.1764
-9.000 -0.0990 0.19834 0.19376 -0.0608 0.7621 0.1616
-8.750 -0.0988 0.19706 0.19248 -0.0634 0.7560 0.1635
-8.500 -0.1914 0.20441 0.20021 -0.0445 0.8320 0.1574
-8.250 -0.2062 0.20484 0.20065 -0.0457 0.8258 0.1613
-8.000 -0.2368 0.20716 0.20300 -0.0482 0.8225 0.1626
-7.750 -0.2111 0.20243 0.19828 -0.0461 0.8185 0.1647
-7.500 -0.2099 0.19955 0.19542 -0.0432 0.8076 0.1672
-7.250 -0.1968 0.19838 0.19424 -0.0445 0.8025 0.1720
-7.000 -0.1990 0.19936 0.19521 -0.0475 0.7999 0.1779
-6.750 -0.2380 0.19713 0.19305 -0.0413 0.7887 0.1784
-6.500 -0.2801 0.19814 0.19410 -0.0421 0.7837 0.1801
-6.250 -0.2119 0.19372 0.18964 -0.0441 0.7795 0.1858
-6.000 -0.2415 0.19166 0.18764 -0.0386 0.7707 0.1867
-5.750 -0.2426 0.19024 0.18622 -0.0380 0.7639 0.1917
-5.500 -0.2660 0.19001 0.18601 -0.0387 0.7603 0.1974
-5.250 -0.3180 0.19091 0.18693 -0.0387 0.7581 0.1991
-5.000 -0.3637 0.18886 0.18494 -0.0324 0.7512 0.1991
-4.750 -0.2829 0.18387 0.17995 -0.0334 0.7416 0.2064
-4.500 -0.2838 0.18303 0.17910 -0.0337 0.7379 0.2139
-4.250 -0.3357 0.18317 0.17923 -0.0323 0.7362 0.2184
-4.000 -0.3780 0.17981 0.17594 -0.0258 0.7267 0.2183
-3.750 -0.4005 0.17674 0.17287 -0.0254 0.7213 0.2211
-3.500 -0.3488 0.17528 0.17143 -0.0243 0.7168 0.2303
-3.250 -0.3888 0.17470 0.17073 -0.0261 0.7149 0.2404
-3.000 -0.4395 0.17206 0.16801 -0.0227 0.7086 0.2414
-2.750 -0.4161 0.16769 0.16384 -0.0181 0.7010 0.2451
-2.500 -0.3996 0.16644 0.16260 -0.0166 0.6964 0.2548
-2.250 -0.4068 0.16449 0.16056 -0.0182 0.6938 0.2673
-2.000 -0.4238 0.16188 0.15803 -0.0129 0.6883 0.2709
-1.750 -0.4320 0.15979 0.15592 -0.0108 0.6808 0.2813
-1.500 -0.4311 0.15735 0.15347 -0.0092 0.6763 0.2946
-1.250 -0.4287 0.15586 0.15191 -0.0088 0.6734 0.3149
-1.000 -0.4135 0.15603 0.15208 -0.0073 0.6713 0.3400
-0.750 -0.4477 0.15182 0.14792 -0.0019 0.6642 0.3406
-0.500 -0.4514 0.14990 0.14600 0.0013 0.6581 0.3638
-0.250 -0.4452 0.14862 0.14476 0.0049 0.6537 0.3903
0.250 -0.4408 0.14784 0.14408 0.0150 0.6488 0.4651
0.500 0.1514 0.16796 0.16414 -0.0475 0.6297 1.0000
0.750 0.1679 0.16964 0.16577 -0.0497 0.6283 1.0000
1.000 0.1214 0.16584 0.16210 -0.0429 0.6199 1.0000
1.250 0.1201 0.16492 0.16118 -0.0422 0.6146 0.9996
1.500 -0.0059 0.16159 0.15798 -0.0136 0.6131 0.9432
1.750 -0.1360 0.15579 0.15230 0.0111 0.6123 0.8747
2.000 -0.5085 0.13342 0.13000 0.0576 0.6160 0.6757
2.250 -0.5028 0.13134 0.12794 0.0612 0.6121 0.6973
2.500 -0.4947 0.12967 0.12620 0.0624 0.6093 0.7061
2.750 -0.4714 0.13021 0.12650 0.0587 0.6074 0.6995
3.000 -0.4950 0.12565 0.12197 0.0619 0.6021 0.6933
3.250 -0.4719 0.12455 0.12052 0.0550 0.5949 0.6590
3.500 -0.2460 0.13072 0.12224 0.0025 0.5882 0.1978
3.750 -0.2113 0.13322 0.12434 0.0021 0.5866 0.1850
4.000 -0.2364 0.12915 0.12001 0.0065 0.5803 0.1795
4.250 -0.2226 0.12867 0.11943 0.0074 0.5743 0.1767
4.500 -0.1974 0.12952 0.11998 0.0074 0.5702 0.1701
4.750 -0.1599 0.13284 0.12265 0.0067 0.5673 0.1611
5.000 -0.1525 0.13301 0.12272 0.0073 0.5647 0.1591
5.250 -0.1531 0.13122 0.12085 0.0087 0.5578 0.1575
5.500 -0.1276 0.13235 0.12172 0.0077 0.5527 0.1547
5.750 -0.0916 0.13514 0.12423 0.0055 0.5489 0.1524
6.000 -0.0289 0.14195 0.13072 -0.0019 0.5467 0.1528
6.250 -0.0521 0.13744 0.12621 0.0010 0.5406 0.1520
6.500 -0.0098 0.14019 0.12880 -0.0055 0.5343 0.1555
6.750 0.0398 0.14450 0.13289 -0.0118 0.5301 0.1616
7.000 0.1047 0.15210 0.14049 -0.0204 0.5277 0.1692
7.250 0.0864 0.14864 0.13704 -0.0185 0.5223 0.1694
7.500 0.1110 0.15054 0.13888 -0.0210 0.5160 0.1769
7.750 0.1462 0.15401 0.14238 -0.0247 0.5120 0.1894
8.000 0.2019 0.16039 0.14927 -0.0320 0.5094 0.2585
8.250 0.2711 0.16662 0.15699 -0.0502 0.5037 1.0000
8.500 0.2824 0.16804 0.15816 -0.0500 0.4978 1.0000
8.750 0.3025 0.17064 0.16047 -0.0503 0.4937 1.0000
9.000 0.3286 0.17498 0.16456 -0.0511 0.4913 1.0000
9.250 0.3313 0.17628 0.16575 -0.0508 0.4890 1.0000
9.500 0.3285 0.17566 0.16506 -0.0502 0.4826 1.0000
9.750 0.3435 0.17764 0.16688 -0.0504 0.4777 1.0000
10.000 0.3656 0.18089 0.16996 -0.0510 0.4744 1.0000
10.250 0.3951 0.18682 0.17570 -0.0522 0.4725 1.0000
10.500 0.3776 0.18388 0.17276 -0.0511 0.4685 1.0000
10.750 0.3859 0.18503 0.17382 -0.0512 0.4631 1.0000
11.000 0.4017 0.18723 0.17591 -0.0516 0.4590 1.0000
11.250 0.4236 0.19077 0.17932 -0.0522 0.4561 1.0000
11.500 0.4520 0.19719 0.18559 -0.0534 0.4544 1.0000
11.750 0.4320 0.19297 0.18140 -0.0525 0.4497 1.0000
12.000 0.4419 0.19444 0.18280 -0.0528 0.4447 1.0000
12.250 0.4571 0.19666 0.18492 -0.0532 0.4412 1.0000
12.500 0.4783 0.20028 0.18845 -0.0539 0.4385 1.0000
12.750 0.5057 0.20672 0.19479 -0.0551 0.4370 1.0000
13.000 0.4871 0.20252 0.19060 -0.0545 0.4328 1.0000
13.250 0.4958 0.20375 0.19178 -0.0549 0.4278 1.0000
13.500 0.5102 0.20588 0.19385 -0.0554 0.4242 1.0000
13.750 0.5287 0.20904 0.19695 -0.0561 0.4216 1.0000
14.000 0.5524 0.21445 0.20229 -0.0570 0.4200 1.0000
14.250 0.5466 0.21326 0.20108 -0.0572 0.4179 1.0000
14.500 0.5482 0.21315 0.20095 -0.0576 0.4130 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)