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

Polar data table (+)

Polar graphs


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