GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 571 AIRFOIL (goe571-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.73 at α=-7.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe571-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe571-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.000 0.2249 0.17080 0.16367 -0.1126 0.8384 0.0851
-16.750 0.2460 0.16795 0.16068 -0.1189 0.8279 0.0870
-16.500 0.2716 0.16407 0.15666 -0.1253 0.8174 0.0880
-16.250 0.3014 0.15931 0.15175 -0.1301 0.8056 0.0898
-16.000 0.3254 0.15578 0.14806 -0.1349 0.7951 0.0919
-15.750 0.3418 0.15314 0.14529 -0.1384 0.7844 0.0939
-15.500 0.3539 0.15118 0.14322 -0.1420 0.7751 0.0955
-15.250 0.3615 0.14993 0.14185 -0.1454 0.7670 0.0961
-15.000 0.3811 0.14598 0.13784 -0.1472 0.7570 0.0970
-14.750 0.4049 0.14224 0.13394 -0.1505 0.7493 0.0987
-14.500 0.4154 0.14005 0.13173 -0.1515 0.7402 0.1006
-14.250 0.4274 0.13784 0.12945 -0.1536 0.7331 0.1027
-14.000 0.4381 0.13607 0.12754 -0.1568 0.7273 0.1048
-13.750 0.4347 0.13579 0.12732 -0.1575 0.7202 0.1056
-13.500 0.4516 0.13230 0.12380 -0.1588 0.7128 0.1068
-13.250 0.4749 0.12875 0.12012 -0.1610 0.7066 0.1097
-13.000 0.4825 0.12702 0.11839 -0.1615 0.6999 0.1120
-12.750 0.4849 0.12593 0.11732 -0.1624 0.6937 0.1150
-12.500 0.4792 0.12574 0.11712 -0.1639 0.6887 0.1164
-12.250 0.5027 0.12177 0.11304 -0.1663 0.6835 0.1178
-12.000 0.5126 0.11950 0.11083 -0.1654 0.6766 0.1195
-11.750 0.5220 0.11756 0.10890 -0.1656 0.6705 0.1218
-11.500 0.5302 0.11576 0.10706 -0.1666 0.6654 0.1247
-11.250 0.5302 0.11480 0.10603 -0.1683 0.6615 0.1276
-11.000 0.5138 0.11506 0.10642 -0.1674 0.6566 0.1286
-10.750 0.5272 0.11205 0.10346 -0.1664 0.6502 0.1298
-10.500 0.5446 0.10932 0.10069 -0.1663 0.6448 0.1322
-10.250 0.5570 0.10723 0.09852 -0.1672 0.6405 0.1348
-10.000 0.5550 0.10617 0.09751 -0.1663 0.6356 0.1386
-9.750 0.5344 0.10650 0.09799 -0.1642 0.6304 0.1414
-9.500 0.5128 0.10674 0.09833 -0.1629 0.6261 0.1422
-9.250 0.5466 0.10242 0.09394 -0.1628 0.6211 0.1448
-9.000 0.5633 0.10010 0.09152 -0.1634 0.6173 0.1486
-8.750 0.5524 0.09978 0.09134 -0.1604 0.6124 0.1530
-8.500 0.5174 0.10081 0.09256 -0.1569 0.6078 0.1565
-8.250 0.5138 0.09917 0.09100 -0.1549 0.6032 0.1584
-8.000 0.5403 0.09633 0.08807 -0.1544 0.5987 0.1631
-7.750 0.5434 0.09480 0.08649 -0.1542 0.5956 0.1684
-7.500 0.4877 0.09676 0.08873 -0.1483 0.5914 0.1731
-7.250 0.4419 0.09803 0.09025 -0.1415 0.5861 0.1736
-7.000 0.4791 0.09442 0.08660 -0.1403 0.5813 0.1773
-6.750 0.4847 0.09283 0.08500 -0.1387 0.5778 0.1808
-6.500 0.4789 0.09151 0.08368 -0.1371 0.5752 0.1853
-6.250 0.4389 0.09260 0.08498 -0.1296 0.5706 0.1871
-6.000 0.3832 0.09521 0.08792 -0.1178 0.5640 0.1850
-5.750 0.3382 0.09634 0.08922 -0.1096 0.5594 0.1855
-5.500 0.2963 0.09671 0.08967 -0.1026 0.5560 0.1872
-5.250 0.2425 0.09757 0.09060 -0.0950 0.5530 0.1895
-4.750 0.0197 0.11181 0.10543 -0.0673 0.5330 0.1740
-3.250 -0.1278 0.11968 0.11384 -0.0435 0.4993 0.1783
-2.750 -0.1299 0.10611 0.09912 -0.0468 0.4966 0.0878
-2.250 -0.1789 0.11040 0.10356 -0.0399 0.4850 0.0887
-1.750 -0.1708 0.10585 0.09844 -0.0363 0.4809 0.0792
-1.500 -0.1615 0.10413 0.09659 -0.0346 0.4794 0.0778
-1.250 -0.1495 0.10199 0.09418 -0.0328 0.4781 0.0761
-1.000 -0.1858 0.10575 0.09805 -0.0291 0.4716 0.0763
-0.750 -0.1878 0.10509 0.09716 -0.0266 0.4684 0.0748
-0.500 -0.1833 0.10348 0.09506 -0.0238 0.4658 0.0725
-0.250 -0.1761 0.10286 0.09427 -0.0218 0.4639 0.0719
0.000 -0.1650 0.10191 0.09309 -0.0199 0.4622 0.0713
0.250 -0.1499 0.10060 0.09147 -0.0179 0.4607 0.0707
0.500 -0.1605 0.10197 0.09274 -0.0152 0.4569 0.0703
0.750 -0.1679 0.10291 0.09356 -0.0126 0.4528 0.0701
1.000 -0.1642 0.10305 0.09348 -0.0104 0.4499 0.0696
1.250 -0.1565 0.10291 0.09308 -0.0083 0.4478 0.0693
1.500 -0.1448 0.10281 0.09271 -0.0066 0.4458 0.0691
1.750 -0.1283 0.10254 0.09213 -0.0051 0.4440 0.0696
2.000 -0.1064 0.10209 0.09136 -0.0039 0.4423 0.0698
2.250 -0.1188 0.10390 0.09311 -0.0016 0.4379 0.0701
2.500 -0.1190 0.10499 0.09405 0.0001 0.4345 0.0708
2.750 -0.1113 0.10579 0.09464 0.0014 0.4322 0.0714
3.250 -0.0762 0.10663 0.09496 0.0027 0.4271 0.0721
3.500 -0.0480 0.10689 0.09493 0.0023 0.4251 0.0724
3.750 -0.0262 0.10767 0.09546 0.0021 0.4229 0.0728
4.000 -0.0385 0.10984 0.09765 0.0035 0.4187 0.0728
4.250 -0.0299 0.11129 0.09906 0.0036 0.4158 0.0732
4.500 -0.0123 0.11251 0.10022 0.0029 0.4127 0.0738
4.750 0.0220 0.11400 0.10156 -0.0005 0.4098 0.0749
5.000 0.0754 0.11561 0.10297 -0.0064 0.4070 0.0774
5.250 0.0906 0.11776 0.10500 -0.0079 0.4039 0.0788
5.500 0.0939 0.12023 0.10748 -0.0086 0.4007 0.0805
5.750 0.1097 0.12227 0.10952 -0.0103 0.3970 0.0832
6.000 0.1336 0.12401 0.11116 -0.0122 0.3937 0.0859
6.250 0.1641 0.12555 0.11261 -0.0144 0.3910 0.0892
6.500 0.1979 0.12704 0.11400 -0.0166 0.3890 0.0933
6.750 0.1968 0.12962 0.11655 -0.0169 0.3852 0.0955
7.000 0.2040 0.13192 0.11887 -0.0177 0.3813 0.0984
7.250 0.2225 0.13376 0.12065 -0.0191 0.3775 0.1054
7.500 0.2500 0.13552 0.12247 -0.0215 0.3747 0.1195
7.750 0.3804 0.14279 0.13204 -0.0459 0.3717 1.0000
8.000 0.3690 0.14610 0.13534 -0.0456 0.3675 1.0000
8.250 0.3733 0.14839 0.13752 -0.0454 0.3638 1.0000
8.500 0.3863 0.15000 0.13895 -0.0454 0.3601 1.0000
8.750 0.4026 0.15151 0.14027 -0.0454 0.3578 1.0000
9.000 0.4251 0.15264 0.14119 -0.0454 0.3557 1.0000
9.250 0.4235 0.15543 0.14394 -0.0454 0.3525 1.0000
9.500 0.4247 0.15797 0.14643 -0.0455 0.3489 1.0000
9.750 0.4341 0.15992 0.14828 -0.0456 0.3457 1.0000
10.000 0.4491 0.16142 0.14965 -0.0457 0.3428 1.0000
10.250 0.4683 0.16270 0.15078 -0.0458 0.3406 1.0000
10.500 0.4757 0.16482 0.15283 -0.0460 0.3375 1.0000
10.750 0.4760 0.16753 0.15552 -0.0463 0.3347 1.0000
11.000 0.4832 0.16964 0.15757 -0.0465 0.3314 1.0000
11.250 0.4950 0.17143 0.15928 -0.0468 0.3288 1.0000
11.500 0.5121 0.17274 0.16048 -0.0470 0.3263 1.0000
11.750 0.5321 0.17402 0.16165 -0.0472 0.3245 1.0000
12.000 0.5270 0.17694 0.16457 -0.0477 0.3206 1.0000
12.250 0.5324 0.17930 0.16691 -0.0481 0.3180 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 571 AIRFOIL (goe571-il)