GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 38.41 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe572-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe572-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 0.2216 0.10308 0.09689 -0.1317 0.6646 0.0536
-10.750 0.2233 0.10060 0.09436 -0.1337 0.6567 0.0538
-10.500 0.2233 0.09814 0.09191 -0.1352 0.6489 0.0539
-10.250 0.2261 0.09545 0.08917 -0.1364 0.6416 0.0540
-10.000 0.2583 0.09141 0.08502 -0.1340 0.6318 0.0563
-9.750 0.2679 0.08933 0.08288 -0.1341 0.6244 0.0594
-9.500 0.2706 0.08714 0.08067 -0.1347 0.6180 0.0615
-9.250 0.2661 0.08505 0.07861 -0.1360 0.6126 0.0636
-9.000 0.2716 0.08250 0.07601 -0.1362 0.6070 0.0631
-8.750 0.2515 0.07640 0.06993 -0.1387 0.6046 0.0443
-8.500 0.2594 0.07425 0.06779 -0.1378 0.5982 0.0436
-8.250 0.2575 0.07165 0.06520 -0.1379 0.5930 0.0433
-8.000 0.2531 0.06896 0.06248 -0.1382 0.5890 0.0431
-7.750 0.2410 0.06615 0.05972 -0.1380 0.5841 0.0434
-7.500 0.2315 0.06391 0.05750 -0.1364 0.5795 0.0431
-7.250 0.2199 0.06118 0.05474 -0.1352 0.5756 0.0432
-7.000 0.2146 0.05847 0.05194 -0.1341 0.5722 0.0430
-6.750 0.2073 0.05558 0.04900 -0.1324 0.5679 0.0429
-6.500 0.2021 0.05268 0.04601 -0.1304 0.5637 0.0427
-6.250 0.1981 0.04968 0.04284 -0.1280 0.5598 0.0427
-6.000 0.1953 0.04656 0.03945 -0.1253 0.5565 0.0429
-5.750 0.1879 0.04291 0.03538 -0.1213 0.5533 0.0440
-5.500 0.1876 0.04048 0.03267 -0.1176 0.5487 0.0452
-5.250 0.1999 0.03944 0.03156 -0.1156 0.5440 0.0462
-5.000 0.2096 0.03776 0.02961 -0.1129 0.5401 0.0470
-4.750 0.2188 0.03619 0.02778 -0.1100 0.5358 0.0480
-4.500 0.2284 0.03485 0.02617 -0.1069 0.5311 0.0501
-4.250 0.2390 0.03321 0.02410 -0.1037 0.5270 0.0520
-4.000 0.2530 0.03162 0.02202 -0.1010 0.5233 0.0530
-3.750 0.2678 0.03046 0.02050 -0.0985 0.5192 0.0545
-3.500 0.2839 0.02975 0.01974 -0.0965 0.5143 0.0563
-3.250 0.3028 0.02905 0.01886 -0.0949 0.5098 0.0583
-3.000 0.3252 0.02818 0.01768 -0.0937 0.5061 0.0597
-2.750 0.3442 0.02754 0.01684 -0.0919 0.5016 0.0615
-2.500 0.3638 0.02706 0.01613 -0.0902 0.4970 0.0641
-2.250 0.3868 0.02643 0.01533 -0.0892 0.4928 0.0661
-2.000 0.4127 0.02585 0.01463 -0.0889 0.4893 0.0682
-1.750 0.4319 0.02553 0.01429 -0.0873 0.4848 0.0702
-1.500 0.4512 0.02530 0.01401 -0.0857 0.4800 0.0737
-1.250 0.4738 0.02504 0.01361 -0.0847 0.4760 0.0774
-1.000 0.4983 0.02463 0.01313 -0.0841 0.4727 0.0811
-0.750 0.5146 0.02451 0.01304 -0.0820 0.4683 0.0849
-0.500 0.5318 0.02443 0.01293 -0.0800 0.4637 0.0899
-0.250 0.5534 0.02428 0.01272 -0.0789 0.4599 0.0978
0.000 0.5800 0.02412 0.01246 -0.0787 0.4565 0.1123
0.250 0.6031 0.02409 0.01254 -0.0782 0.4522 0.1376
0.500 0.6458 0.02349 0.01277 -0.0823 0.4471 0.3680
1.000 0.8787 0.02358 0.01354 -0.1198 0.4339 1.0000
1.250 0.8945 0.02388 0.01374 -0.1177 0.4298 1.0000
1.500 0.9125 0.02414 0.01384 -0.1161 0.4265 1.0000
1.750 0.9334 0.02436 0.01387 -0.1150 0.4237 1.0000
2.000 0.9444 0.02482 0.01433 -0.1122 0.4197 1.0000
2.250 0.9567 0.02522 0.01468 -0.1096 0.4156 1.0000
2.500 0.9720 0.02553 0.01490 -0.1076 0.4119 1.0000
2.750 0.9905 0.02580 0.01503 -0.1061 0.4091 1.0000
3.000 1.0056 0.02618 0.01532 -0.1041 0.4059 1.0000
3.250 1.0120 0.02672 0.01590 -0.1006 0.4020 1.0000
3.500 1.0211 0.02715 0.01629 -0.0976 0.3986 1.0000
3.750 1.0340 0.02749 0.01654 -0.0952 0.3955 1.0000
4.000 1.0515 0.02778 0.01672 -0.0937 0.3929 1.0000
4.250 1.0591 0.02830 0.01723 -0.0906 0.3896 1.0000
4.500 1.0617 0.02900 0.01798 -0.0868 0.3858 1.0000
4.750 1.0703 0.02957 0.01853 -0.0841 0.3824 1.0000
5.000 1.0842 0.03003 0.01893 -0.0822 0.3796 1.0000
5.250 1.1026 0.03036 0.01916 -0.0811 0.3771 1.0000
5.500 1.1086 0.03118 0.02000 -0.0783 0.3741 1.0000
5.750 1.1075 0.03229 0.02120 -0.0748 0.3704 1.0000
6.000 1.1136 0.03319 0.02212 -0.0723 0.3671 1.0000
6.250 1.1259 0.03385 0.02275 -0.0707 0.3644 1.0000
6.500 1.1444 0.03426 0.02307 -0.0698 0.3620 1.0000
6.750 1.1500 0.03536 0.02420 -0.0677 0.3593 1.0000
7.000 1.1375 0.03747 0.02647 -0.0639 0.3553 1.0000
7.250 1.1377 0.03906 0.02811 -0.0618 0.3521 1.0000
7.500 1.1471 0.04012 0.02917 -0.0604 0.3495 1.0000
7.750 1.1654 0.04064 0.02964 -0.0598 0.3473 1.0000
8.000 1.1876 0.04097 0.02990 -0.0595 0.3456 1.0000
8.250 1.1279 0.04738 0.03668 -0.0544 0.3400 1.0000
8.500 1.1101 0.05116 0.04057 -0.0525 0.3361 1.0000
8.750 1.1230 0.05220 0.04161 -0.0518 0.3337 1.0000
9.000 1.1440 0.05252 0.04188 -0.0515 0.3322 1.0000
9.250 1.1741 0.05201 0.04129 -0.0515 0.3308 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)