Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)