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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)