GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 54.78 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe572-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe572-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 0.2423 0.09925 0.09362 -0.1348 0.6030 0.0245
-11.250 0.2474 0.09650 0.09084 -0.1353 0.5957 0.0228
-11.000 0.2512 0.09378 0.08809 -0.1360 0.5903 0.0225
-10.750 0.2551 0.09134 0.08564 -0.1368 0.5845 0.0245
-10.500 0.2578 0.08857 0.08286 -0.1375 0.5793 0.0245
-10.250 0.2616 0.08605 0.08030 -0.1379 0.5735 0.0239
-10.000 0.2641 0.08335 0.07760 -0.1384 0.5688 0.0234
-9.750 0.2652 0.08057 0.07482 -0.1389 0.5638 0.0234
-9.500 0.2654 0.07780 0.07205 -0.1393 0.5595 0.0233
-9.250 0.2641 0.07495 0.06919 -0.1398 0.5557 0.0235
-9.000 0.2623 0.07209 0.06636 -0.1402 0.5512 0.0230
-8.750 0.2550 0.06872 0.06303 -0.1410 0.5477 0.0245
-8.500 0.2497 0.06579 0.06012 -0.1413 0.5440 0.0244
-8.250 0.2383 0.06245 0.05681 -0.1418 0.5409 0.0245
-8.000 0.2220 0.05916 0.05353 -0.1416 0.5380 0.0246
-7.750 0.1935 0.05523 0.04964 -0.1396 0.5359 0.0250
-7.500 0.1793 0.05174 0.04612 -0.1381 0.5328 0.0249
-7.250 0.1502 0.04558 0.03981 -0.1353 0.5311 0.0252
-7.000 0.1143 0.03813 0.03198 -0.1296 0.5298 0.0256
-6.750 0.1223 0.03720 0.03093 -0.1272 0.5254 0.0260
-6.500 0.1331 0.03647 0.03007 -0.1250 0.5217 0.0265
-6.250 0.1411 0.03512 0.02860 -0.1224 0.5173 0.0273
-6.000 0.1391 0.03219 0.02532 -0.1180 0.5140 0.0289
-5.750 0.1241 0.02745 0.01968 -0.1107 0.5116 0.0307
-5.500 0.1389 0.02670 0.01882 -0.1086 0.5076 0.0314
-5.250 0.1559 0.02623 0.01823 -0.1067 0.5038 0.0322
-5.000 0.1731 0.02575 0.01766 -0.1048 0.4992 0.0335
-4.750 0.1874 0.02466 0.01627 -0.1022 0.4952 0.0350
-4.500 0.2021 0.02345 0.01462 -0.0995 0.4915 0.0366
-4.250 0.2204 0.02276 0.01374 -0.0977 0.4880 0.0379
-4.000 0.2400 0.02240 0.01336 -0.0962 0.4838 0.0392
-3.750 0.2597 0.02189 0.01271 -0.0946 0.4798 0.0404
-3.500 0.2798 0.02130 0.01194 -0.0929 0.4758 0.0416
-3.250 0.3010 0.02085 0.01126 -0.0915 0.4724 0.0432
-3.000 0.3219 0.02048 0.01072 -0.0900 0.4679 0.0446
-2.750 0.3435 0.01991 0.01013 -0.0889 0.4641 0.0459
-2.500 0.3644 0.01956 0.00972 -0.0875 0.4601 0.0471
-2.250 0.3857 0.01930 0.00936 -0.0862 0.4568 0.0484
-2.000 0.4069 0.01907 0.00908 -0.0849 0.4531 0.0502
-1.750 0.4272 0.01885 0.00882 -0.0834 0.4487 0.0522
-1.500 0.4472 0.01867 0.00854 -0.0818 0.4447 0.0536
-1.250 0.4663 0.01839 0.00822 -0.0801 0.4413 0.0553
-1.000 0.4856 0.01823 0.00804 -0.0784 0.4381 0.0574
-0.750 0.5039 0.01813 0.00795 -0.0766 0.4342 0.0606
-0.500 0.5216 0.01804 0.00782 -0.0746 0.4305 0.0633
-0.250 0.5388 0.01795 0.00768 -0.0725 0.4271 0.0667
0.000 0.5561 0.01789 0.00756 -0.0705 0.4237 0.0721
0.250 0.5739 0.01787 0.00752 -0.0685 0.4199 0.0782
0.500 0.5916 0.01784 0.00753 -0.0666 0.4161 0.0881
0.750 0.6096 0.01783 0.00755 -0.0648 0.4127 0.1089
1.000 0.6270 0.01775 0.00761 -0.0630 0.4093 0.1603
1.250 0.6445 0.01739 0.00779 -0.0615 0.4061 0.3421
1.750 0.9618 0.01777 0.00915 -0.1187 0.3903 1.0000
2.000 0.9774 0.01796 0.00931 -0.1165 0.3863 1.0000
2.250 0.9914 0.01816 0.00946 -0.1140 0.3829 1.0000
2.500 1.0043 0.01837 0.00959 -0.1113 0.3797 1.0000
2.750 1.0170 0.01861 0.00973 -0.1087 0.3767 1.0000
3.000 1.0313 0.01884 0.00994 -0.1063 0.3735 1.0000
3.250 1.0457 0.01909 0.01017 -0.1041 0.3702 1.0000
3.500 1.0596 0.01935 0.01040 -0.1017 0.3670 1.0000
3.750 1.0732 0.01965 0.01063 -0.0994 0.3641 1.0000
4.000 1.0861 0.01998 0.01088 -0.0971 0.3611 1.0000
4.250 1.1012 0.02030 0.01120 -0.0951 0.3582 1.0000
4.500 1.1156 0.02064 0.01155 -0.0931 0.3550 1.0000
4.750 1.1296 0.02101 0.01190 -0.0911 0.3521 1.0000
5.000 1.1433 0.02141 0.01227 -0.0891 0.3494 1.0000
5.250 1.1565 0.02184 0.01265 -0.0870 0.3468 1.0000
5.500 1.1707 0.02229 0.01309 -0.0852 0.3445 1.0000
5.750 1.1845 0.02276 0.01359 -0.0835 0.3416 1.0000
6.000 1.1979 0.02327 0.01411 -0.0817 0.3388 1.0000
6.250 1.2107 0.02381 0.01466 -0.0799 0.3362 1.0000
6.500 1.2233 0.02439 0.01523 -0.0781 0.3338 1.0000
6.750 1.2357 0.02501 0.01581 -0.0764 0.3315 1.0000
7.000 1.2482 0.02567 0.01649 -0.0749 0.3291 1.0000
7.250 1.2595 0.02640 0.01728 -0.0732 0.3261 1.0000
7.500 1.2708 0.02717 0.01808 -0.0717 0.3235 1.0000
7.750 1.2814 0.02798 0.01891 -0.0701 0.3209 1.0000
8.000 1.2921 0.02883 0.01976 -0.0686 0.3185 1.0000
8.250 1.3033 0.02969 0.02059 -0.0673 0.3163 1.0000
8.500 1.3135 0.03066 0.02162 -0.0659 0.3141 1.0000
8.750 1.3225 0.03173 0.02277 -0.0646 0.3116 1.0000
9.000 1.3315 0.03284 0.02394 -0.0634 0.3094 1.0000
9.250 1.3398 0.03402 0.02519 -0.0621 0.3070 1.0000
9.500 1.3490 0.03517 0.02636 -0.0610 0.3050 1.0000
9.750 1.3585 0.03632 0.02751 -0.0600 0.3029 1.0000
10.000 1.3700 0.03734 0.02851 -0.0591 0.3011 1.0000
10.250 1.3761 0.03884 0.03012 -0.0580 0.2992 1.0000
10.500 1.3806 0.04052 0.03190 -0.0570 0.2969 1.0000
10.750 1.3858 0.04216 0.03365 -0.0560 0.2950 1.0000
11.000 1.3888 0.04403 0.03559 -0.0551 0.2922 1.0000
11.250 1.3916 0.04588 0.03745 -0.0542 0.2887 1.0000
11.500 1.3980 0.04744 0.03897 -0.0535 0.2856 1.0000
11.750 1.3912 0.05046 0.04217 -0.0526 0.2822 1.0000
12.000 1.3836 0.05362 0.04546 -0.0518 0.2777 1.0000
12.250 1.3835 0.05604 0.04790 -0.0512 0.2743 1.0000
12.500 1.3880 0.05794 0.04977 -0.0507 0.2710 1.0000
12.750 1.3825 0.06116 0.05315 -0.0503 0.2686 1.0000
13.000 1.3748 0.06467 0.05680 -0.0499 0.2657 1.0000
13.250 1.3675 0.06818 0.06041 -0.0495 0.2624 1.0000
13.500 1.3653 0.07107 0.06333 -0.0493 0.2587 1.0000
13.750 1.3627 0.07405 0.06634 -0.0491 0.2548 1.0000
14.000 1.3523 0.07814 0.07059 -0.0490 0.2526 1.0000
14.250 1.3315 0.08363 0.07623 -0.0489 0.2482 1.0000
14.500 1.3240 0.08744 0.08010 -0.0490 0.2445 1.0000
14.750 1.3285 0.08964 0.08227 -0.0490 0.2408 1.0000
15.000 1.2988 0.09662 0.08947 -0.0493 0.2374 1.0000
15.250 1.2712 0.10342 0.09644 -0.0497 0.2343 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)