GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.9 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe572-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe572-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 572 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 0.0246 0.13594 0.13206 -0.0787 0.9191 0.0635
-12.500 0.0420 0.13304 0.12910 -0.0878 0.9062 0.0656
-12.250 0.0501 0.13149 0.12747 -0.0995 0.8939 0.0662
-12.000 0.1274 0.11869 0.11445 -0.1061 0.8758 0.0692
-11.750 0.1720 0.11290 0.10840 -0.1167 0.8544 0.0740
-11.500 0.1927 0.11010 0.10540 -0.1260 0.8317 0.0774
-11.250 0.1948 0.10792 0.10312 -0.1336 0.8126 0.0791
-11.000 0.2428 0.10119 0.09612 -0.1358 0.7909 0.0817
-10.750 0.2636 0.09801 0.09277 -0.1387 0.7735 0.0851
-10.500 0.2749 0.09566 0.09031 -0.1411 0.7590 0.0881
-10.250 0.2726 0.09457 0.08915 -0.1437 0.7472 0.0913
-10.000 0.2521 0.09503 0.08960 -0.1473 0.7380 0.0925
-9.750 0.2773 0.08950 0.08399 -0.1462 0.7260 0.0942
-9.500 0.3010 0.08634 0.08070 -0.1454 0.7150 0.0976
-9.250 0.3092 0.08436 0.07863 -0.1457 0.7055 0.1017
-9.000 0.2866 0.08431 0.07866 -0.1475 0.6985 0.1072
-8.750 0.2683 0.08338 0.07778 -0.1487 0.6913 0.1078
-8.500 0.3015 0.07848 0.07276 -0.1467 0.6829 0.1109
-8.250 0.3150 0.07632 0.07055 -0.1453 0.6744 0.1149
-8.000 0.3139 0.07452 0.06870 -0.1455 0.6686 0.1201
-7.750 0.2898 0.07346 0.06779 -0.1453 0.6623 0.1229
-7.500 0.2459 0.07372 0.06809 -0.1432 0.6581 0.1241
-7.250 0.2766 0.06903 0.06333 -0.1427 0.6516 0.1272
-7.000 0.2891 0.06713 0.06147 -0.1404 0.6438 0.1314
-6.750 0.2766 0.06591 0.06021 -0.1386 0.6391 0.1376
-6.500 0.2262 0.06721 0.06125 -0.1366 0.6369 0.1414
-6.250 0.2635 0.06227 0.05660 -0.1347 0.6284 0.1458
-6.000 0.2670 0.06084 0.05511 -0.1330 0.6231 0.1540
-5.750 0.2608 0.05873 0.05285 -0.1318 0.6195 0.1614
-5.500 0.2662 0.05744 0.05168 -0.1284 0.6126 0.1676
-5.250 0.2566 0.05594 0.05004 -0.1260 0.6081 0.1783
-5.000 0.2741 0.05401 0.04802 -0.1247 0.6035 0.1869
-4.750 0.2682 0.05271 0.04672 -0.1212 0.5981 0.1972
-4.500 0.2662 0.05183 0.04572 -0.1179 0.5928 0.2125
-4.250 0.2773 0.05016 0.04396 -0.1158 0.5883 0.2304
-4.000 0.2841 0.04885 0.04265 -0.1127 0.5835 0.2487
-3.750 0.2788 0.03265 0.02701 -0.1019 0.5703 0.2677
-3.500 0.2744 0.03217 0.02661 -0.0974 0.5647 0.2849
-3.250 0.3104 0.03939 0.03125 -0.1035 0.5714 0.1228
-3.000 0.3211 0.03791 0.02963 -0.1005 0.5666 0.1204
-2.750 0.3277 0.03682 0.02835 -0.0965 0.5608 0.1173
-2.500 0.3462 0.03518 0.02600 -0.0936 0.5565 0.1100
-2.250 0.3775 0.03381 0.02418 -0.0937 0.5529 0.1103
-2.000 0.3758 0.03388 0.02436 -0.0886 0.5465 0.1119
-1.750 0.3971 0.03321 0.02353 -0.0872 0.5414 0.1142
-1.500 0.4336 0.03216 0.02212 -0.0883 0.5375 0.1162
-1.250 0.4400 0.03233 0.02228 -0.0845 0.5317 0.1180
-1.000 0.4561 0.03229 0.02212 -0.0823 0.5264 0.1225
-0.750 0.4932 0.03138 0.02110 -0.0838 0.5223 0.1293
-0.500 0.5187 0.03119 0.02087 -0.0833 0.5179 0.1361
-0.250 0.5152 0.03193 0.02168 -0.0780 0.5118 0.1408
0.000 0.5463 0.03139 0.02117 -0.0785 0.5073 0.1579
0.250 0.8180 0.02896 0.02049 -0.1277 0.4949 1.0000
0.500 0.8403 0.02920 0.02051 -0.1267 0.4908 1.0000
0.750 0.8728 0.02921 0.02019 -0.1275 0.4875 1.0000
1.000 0.8639 0.03054 0.02166 -0.1215 0.4818 1.0000
1.250 0.8749 0.03121 0.02226 -0.1189 0.4772 1.0000
1.500 0.9002 0.03139 0.02224 -0.1185 0.4737 1.0000
1.750 0.9371 0.03134 0.02189 -0.1200 0.4708 1.0000
2.000 0.9088 0.03338 0.02420 -0.1111 0.4648 1.0000
2.250 0.9200 0.03407 0.02483 -0.1086 0.4605 1.0000
2.500 0.9511 0.03401 0.02457 -0.1091 0.4572 1.0000
2.750 0.9941 0.03377 0.02402 -0.1116 0.4545 1.0000
3.000 0.9309 0.03725 0.02794 -0.0978 0.4482 1.0000
3.250 0.9386 0.03811 0.02876 -0.0950 0.4442 1.0000
3.500 0.9756 0.03784 0.02829 -0.0963 0.4414 1.0000
3.750 1.0282 0.03711 0.02728 -0.1001 0.4390 1.0000
4.000 0.7513 0.05269 0.04389 -0.0653 0.4249 1.0000
4.250 0.8296 0.04855 0.03946 -0.0682 0.4252 1.0000
4.500 0.9104 0.04533 0.03594 -0.0729 0.4248 1.0000
4.750 0.9948 0.04293 0.03324 -0.0798 0.4236 1.0000
6.500 0.4080 0.12692 0.11908 -0.0600 0.4159 1.0000
6.750 0.4199 0.12893 0.12100 -0.0598 0.4127 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)