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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.12 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe572-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe572-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.1356   0.17173   0.16642  -0.0403   1.0000   0.1053
 -13.750  -0.1690   0.17547   0.17048  -0.0338   1.0000   0.1054
 -13.500  -0.1891   0.17783   0.17305  -0.0316   0.9972   0.1056
 -13.250  -0.1802   0.17810   0.17331  -0.0413   0.9871   0.1078
 -13.000  -0.1307   0.16698   0.16216  -0.0477   0.9769   0.1111
 -12.750  -0.0959   0.16104   0.15616  -0.0543   0.9656   0.1171
 -12.500  -0.0757   0.15770   0.15281  -0.0614   0.9542   0.1221
 -12.250  -0.0779   0.15871   0.15383  -0.0688   0.9438   0.1243
 -12.000  -0.0213   0.14690   0.14196  -0.0739   0.9350   0.1292
 -11.750   0.0045   0.14223   0.13724  -0.0791   0.9237   0.1356
 -11.500   0.0129   0.14075   0.13575  -0.0856   0.9149   0.1403
 -11.250   0.0477   0.13338   0.12835  -0.0909   0.9071   0.1449
 -11.000   0.0799   0.12825   0.12315  -0.0965   0.8989   0.1535
 -10.750   0.0741   0.12898   0.12389  -0.1038   0.8903   0.1582
 -10.500   0.1366   0.11856   0.11334  -0.1086   0.8827   0.1681
 -10.250   0.1359   0.11822   0.11298  -0.1147   0.8730   0.1751
 -10.000   0.1810   0.11061   0.10527  -0.1180   0.8622   0.1830
  -9.750   0.1866   0.10944   0.10404  -0.1242   0.8538   0.1924
  -9.500   0.2209   0.10363   0.09815  -0.1256   0.8409   0.2006
  -9.250   0.2157   0.10343   0.09795  -0.1270   0.8291   0.2091
  -9.000   0.2510   0.09823   0.09262  -0.1307   0.8205   0.2235
  -8.750   0.2229   0.10007   0.09456  -0.1291   0.8077   0.2276
  -8.500   0.2557   0.09527   0.08967  -0.1296   0.7976   0.2416
  -8.250   0.2686   0.09252   0.08688  -0.1305   0.7888   0.2523
  -8.000   0.2481   0.09337   0.08783  -0.1274   0.7782   0.2615
  -7.750   0.2740   0.08961   0.08396  -0.1290   0.7707   0.2763
  -7.500   0.2306   0.09218   0.08673  -0.1229   0.7600   0.2801
  -7.250   0.2465   0.08926   0.08372  -0.1236   0.7536   0.2975
  -7.000   0.2521   0.08783   0.08236  -0.1192   0.7430   0.3106
  -6.750   0.2505   0.08649   0.08101  -0.1178   0.7373   0.3312
  -6.500   0.2100   0.08883   0.08356  -0.1096   0.7268   0.3313
  -6.250   0.2186   0.08636   0.08105  -0.1086   0.7211   0.3543
  -6.000   0.1657   0.09019   0.08512  -0.0983   0.7107   0.3483
  -5.750   0.1903   0.08694   0.08180  -0.0978   0.7053   0.3814
  -5.500   0.0490   0.09765   0.09295  -0.0783   0.6935   0.3283
  -5.250   0.0416   0.09653   0.09185  -0.0752   0.6884   0.3476
  -5.000  -0.1153   0.10939   0.10508  -0.0584   0.6808   0.2977
  -4.750  -0.1164   0.10809   0.10385  -0.0542   0.6752   0.3053
  -4.500  -0.1487   0.10908   0.10485  -0.0511   0.6722   0.3150
  -4.250  -0.3955   0.13443   0.13095  -0.0351   0.8378   0.2282
  -4.000  -0.3980   0.13099   0.12767  -0.0293   0.8323   0.2310
  -3.750  -0.3966   0.12935   0.12596  -0.0294   0.8237   0.2441
  -3.500  -0.3841   0.12707   0.12371  -0.0283   0.8197   0.2543
  -3.250  -0.4026   0.12519   0.12175  -0.0277   0.8099   0.2646
  -3.000  -0.3836   0.12294   0.11952  -0.0265   0.8038   0.2857
  -2.750  -0.3999   0.12136   0.11786  -0.0243   0.7938   0.2998
  -2.500  -0.3789   0.11948   0.11603  -0.0221   0.7870   0.3269
  -2.250  -0.3949   0.11731   0.11386  -0.0180   0.7769   0.3393
  -2.000  -0.3840   0.11579   0.11234  -0.0159   0.7712   0.3747
  -1.750  -0.3961   0.11397   0.11055  -0.0111   0.7618   0.3942
  -0.750  -0.4174   0.10687   0.10366   0.0139   0.7326   0.5645
  -0.500  -0.4218   0.10454   0.10140   0.0215   0.7239   0.6086
  -0.250  -0.4143   0.10291   0.09980   0.0272   0.7201   0.6548
   0.000  -0.4335   0.10047   0.09733   0.0317   0.7097   0.6652
   0.250  -0.4165   0.09869   0.09549   0.0329   0.7041   0.6869
   0.500  -0.4215   0.09690   0.09358   0.0336   0.6941   0.6847
   0.750  -0.2008   0.09843   0.09121  -0.0259   0.6791   0.2062
   1.000  -0.1715   0.09792   0.09010  -0.0257   0.6723   0.1866
   1.250  -0.1560   0.09821   0.08964  -0.0240   0.6664   0.1753
   1.500  -0.1393   0.09789   0.08905  -0.0229   0.6567   0.1743
   1.750  -0.1118   0.09910   0.08987  -0.0231   0.6517   0.1738
   2.000  -0.1033   0.09857   0.08911  -0.0215   0.6401   0.1733
   2.250  -0.0577   0.10102   0.09107  -0.0239   0.6362   0.1739
   2.500  -0.0691   0.09993   0.08989  -0.0209   0.6262   0.1742
   2.750  -0.0225   0.10230   0.09203  -0.0247   0.6204   0.1812
   3.000  -0.0187   0.10243   0.09204  -0.0243   0.6109   0.1831
   3.250   0.0544   0.10658   0.09577  -0.0339   0.6037   0.1962
   3.500   0.0588   0.10704   0.09623  -0.0342   0.5947   0.2024
   3.750   0.1105   0.11021   0.09933  -0.0404   0.5883   0.2238
   4.000   0.1360   0.11266   0.10185  -0.0432   0.5839   0.2481
   4.250   0.1617   0.11392   0.10360  -0.0465   0.5744   0.3094
   4.500   0.2876   0.12293   0.11341  -0.0676   0.5692   1.0000
   4.750   0.2702   0.12236   0.11283  -0.0649   0.5592   1.0000
   5.000   0.2970   0.12539   0.11553  -0.0654   0.5544   1.0000
   5.250   0.3033   0.12765   0.11763  -0.0649   0.5510   1.0000
   5.500   0.3039   0.12861   0.11847  -0.0637   0.5431   1.0000
   5.750   0.3259   0.13136   0.12100  -0.0641   0.5387   1.0000
   6.000   0.3583   0.13590   0.12529  -0.0653   0.5363   1.0000
   6.250   0.3364   0.13498   0.12437  -0.0629   0.5292   1.0000
   6.500   0.3537   0.13724   0.12647  -0.0629   0.5236   1.0000
   6.750   0.3814   0.14097   0.13000  -0.0637   0.5206   1.0000
   7.000   0.3734   0.14165   0.13062  -0.0624   0.5160   1.0000
   7.250   0.3821   0.14323   0.13210  -0.0621   0.5095   1.0000
   7.500   0.4024   0.14598   0.13472  -0.0624   0.5058   1.0000
   7.750   0.4288   0.15005   0.13865  -0.0632   0.5037   1.0000
   8.000   0.4171   0.15009   0.13865  -0.0620   0.4999   1.0000
   8.250   0.4240   0.15153   0.14001  -0.0616   0.4946   1.0000
   8.500   0.4399   0.15386   0.14225  -0.0618   0.4908   1.0000
   8.750   0.4614   0.15711   0.14540  -0.0623   0.4884   1.0000
   9.000   0.4885   0.16189   0.15007  -0.0632   0.4869   1.0000
   9.250   0.4681   0.16004   0.14822  -0.0617   0.4822   1.0000
   9.500   0.4782   0.16173   0.14984  -0.0617   0.4775   1.0000
   9.750   0.4947   0.16414   0.15219  -0.0619   0.4741   1.0000
  10.000   0.5164   0.16758   0.15555  -0.0625   0.4719   1.0000
  10.250   0.5353   0.17152   0.15942  -0.0630   0.4704   1.0000
  10.500   0.5224   0.17005   0.15796  -0.0622   0.4662   1.0000
  10.750   0.5316   0.17166   0.15953  -0.0623   0.4622   1.0000
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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