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

Polar data table (+)

Polar graphs


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