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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 79.9 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe572-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-goe572-il-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500   0.2424   0.10743   0.10348  -0.1257   0.6315   0.0215
 -13.250   0.2479   0.10500   0.10099  -0.1265   0.6218   0.0226
 -13.000   0.1855   0.11310   0.10906  -0.1262   0.6544   0.0213
 -12.750   0.1947   0.11052   0.10641  -0.1277   0.6410   0.0218
 -12.500   0.2033   0.10784   0.10367  -0.1292   0.6299   0.0224
 -12.250   0.2094   0.10483   0.10060  -0.1310   0.6212   0.0234
 -12.000   0.2031   0.10131   0.09708  -0.1343   0.6154   0.0238
 -11.750   0.2136   0.09797   0.09368  -0.1346   0.6056   0.0242
 -11.500   0.2270   0.09606   0.09171  -0.1351   0.5975   0.0245
 -11.250   0.2373   0.09395   0.08956  -0.1357   0.5895   0.0252
 -11.000   0.2453   0.09160   0.08717  -0.1367   0.5835   0.0255
 -10.750   0.2520   0.08915   0.08471  -0.1377   0.5771   0.0265
 -10.500   0.2577   0.08660   0.08212  -0.1388   0.5711   0.0270
 -10.250   0.2543   0.08326   0.07879  -0.1412   0.5675   0.0281
 -10.000   0.2434   0.07866   0.07423  -0.1445   0.5643   0.0284
  -9.750   0.2477   0.07564   0.07121  -0.1445   0.5591   0.0287
  -9.500   0.2559   0.07367   0.06919  -0.1444   0.5541   0.0289
  -9.250   0.2654   0.07198   0.06750  -0.1442   0.5494   0.0292
  -9.000   0.2764   0.07070   0.06621  -0.1437   0.5431   0.0304
  -8.750   0.2782   0.06829   0.06378  -0.1443   0.5393   0.0306
  -8.500   0.2781   0.06578   0.06126  -0.1448   0.5354   0.0310
  -8.250   0.2702   0.06251   0.05805  -0.1461   0.5325   0.0326
  -7.500   0.1827   0.04832   0.04384  -0.1438   0.5267   0.0340
  -7.250   0.1797   0.04611   0.04157  -0.1413   0.5234   0.0341
  -7.000   0.1876   0.04542   0.04084  -0.1392   0.5192   0.0345
  -6.750   0.1996   0.04508   0.04053  -0.1373   0.5151   0.0353
  -6.500   0.2046   0.04361   0.03900  -0.1352   0.5110   0.0363
  -6.250   0.1549   0.03369   0.02851  -0.1259   0.5116   0.0331
  -6.000   0.1581   0.03183   0.02653  -0.1225   0.5079   0.0325
  -5.750   0.1351   0.02646   0.02063  -0.1140   0.5061   0.0307
  -5.500   0.1381   0.02432   0.01813  -0.1095   0.5026   0.0318
  -5.250   0.1411   0.02203   0.01540  -0.1045   0.4997   0.0330
  -5.000   0.1531   0.02105   0.01408  -0.1011   0.4957   0.0336
  -4.750   0.1646   0.01922   0.01201  -0.0981   0.4921   0.0344
  -4.500   0.1839   0.01876   0.01146  -0.0965   0.4882   0.0353
  -4.250   0.2052   0.01869   0.01141  -0.0952   0.4843   0.0366
  -4.000   0.2241   0.01804   0.01062  -0.0932   0.4805   0.0378
  -3.750   0.2436   0.01754   0.00994  -0.0913   0.4765   0.0390
  -3.500   0.2635   0.01717   0.00936  -0.0895   0.4723   0.0396
  -3.250   0.2851   0.01623   0.00833  -0.0883   0.4688   0.0411
  -3.000   0.3063   0.01588   0.00799  -0.0869   0.4650   0.0423
  -2.750   0.3275   0.01560   0.00765  -0.0855   0.4611   0.0435
  -2.500   0.3486   0.01530   0.00726  -0.0840   0.4574   0.0445
  -2.250   0.3699   0.01508   0.00695  -0.0826   0.4535   0.0458
  -2.000   0.3896   0.01487   0.00671  -0.0808   0.4499   0.0468
  -1.750   0.4082   0.01439   0.00619  -0.0789   0.4459   0.0482
  -1.500   0.4265   0.01414   0.00592  -0.0769   0.4421   0.0498
  -1.250   0.4461   0.01405   0.00577  -0.0752   0.4383   0.0512
  -1.000   0.4650   0.01387   0.00560  -0.0733   0.4349   0.0528
  -0.750   0.4842   0.01378   0.00549  -0.0714   0.4309   0.0550
  -0.500   0.5024   0.01365   0.00530  -0.0694   0.4272   0.0567
  -0.250   0.5207   0.01356   0.00517  -0.0675   0.4236   0.0599
   0.000   0.5404   0.01351   0.00514  -0.0659   0.4202   0.0635
   0.250   0.5598   0.01344   0.00506  -0.0641   0.4165   0.0683
   0.500   0.5790   0.01341   0.00503  -0.0624   0.4128   0.0748
   0.750   0.5977   0.01340   0.00501  -0.0607   0.4089   0.0915
   1.000   0.6175   0.01324   0.00508  -0.0592   0.4054   0.1603
   1.250   0.6381   0.01257   0.00528  -0.0584   0.4019   0.4526
   1.500   1.0001   0.01283   0.00644  -0.1314   0.3871   1.0000
   1.750   1.0175   0.01295   0.00651  -0.1295   0.3837   1.0000
   2.000   1.0332   0.01310   0.00660  -0.1273   0.3800   1.0000
   2.250   1.0469   0.01332   0.00673  -0.1247   0.3766   1.0000
   2.500   1.0623   0.01341   0.00682  -0.1223   0.3736   1.0000
   2.750   1.0777   0.01353   0.00693  -0.1200   0.3706   1.0000
   3.000   1.0925   0.01368   0.00705  -0.1176   0.3676   1.0000
   3.250   1.1067   0.01387   0.00718  -0.1151   0.3644   1.0000
   3.500   1.1204   0.01413   0.00738  -0.1126   0.3613   1.0000
   3.750   1.1370   0.01428   0.00754  -0.1107   0.3587   1.0000
   4.000   1.1538   0.01444   0.00770  -0.1088   0.3559   1.0000
   4.250   1.1696   0.01465   0.00789  -0.1067   0.3528   1.0000
   4.500   1.1847   0.01489   0.00811  -0.1046   0.3501   1.0000
   4.750   1.1988   0.01520   0.00837  -0.1023   0.3472   1.0000
   5.000   1.2149   0.01547   0.00863  -0.1005   0.3445   1.0000
   5.250   1.2318   0.01569   0.00888  -0.0988   0.3419   1.0000
   5.500   1.2480   0.01596   0.00915  -0.0970   0.3391   1.0000
   5.750   1.2634   0.01627   0.00945  -0.0952   0.3365   1.0000
   6.000   1.2771   0.01664   0.00979  -0.0931   0.3336   1.0000
   6.250   1.2906   0.01711   0.01020  -0.0911   0.3307   1.0000
   6.500   1.3069   0.01739   0.01055  -0.0895   0.3284   1.0000
   6.750   1.3228   0.01774   0.01093  -0.0879   0.3259   1.0000
   7.000   1.3375   0.01814   0.01134  -0.0863   0.3234   1.0000
   7.250   1.3507   0.01862   0.01181  -0.0844   0.3206   1.0000
   7.500   1.3633   0.01918   0.01236  -0.0826   0.3182   1.0000
   7.750   1.3759   0.01979   0.01295  -0.0808   0.3155   1.0000
   8.000   1.3908   0.02027   0.01349  -0.0794   0.3136   1.0000
   8.250   1.4043   0.02081   0.01409  -0.0779   0.3106   1.0000
   8.500   1.4173   0.02142   0.01473  -0.0764   0.3080   1.0000
   8.750   1.4282   0.02217   0.01548  -0.0748   0.3052   1.0000
   9.000   1.4359   0.02314   0.01639  -0.0728   0.3013   1.0000
   9.250   1.4488   0.02384   0.01718  -0.0717   0.2985   1.0000
   9.500   1.4613   0.02462   0.01803  -0.0705   0.2959   1.0000
   9.750   1.4703   0.02562   0.01905  -0.0691   0.2921   1.0000
  10.000   1.4770   0.02683   0.02025  -0.0675   0.2888   1.0000
  10.250   1.4848   0.02801   0.02146  -0.0661   0.2857   1.0000
  10.500   1.4959   0.02905   0.02257  -0.0652   0.2826   1.0000
  10.750   1.5050   0.03024   0.02382  -0.0642   0.2798   1.0000
  11.000   1.5078   0.03196   0.02553  -0.0629   0.2752   1.0000
  11.250   1.5120   0.03358   0.02718  -0.0617   0.2727   1.0000
  11.500   1.5208   0.03496   0.02865  -0.0610   0.2693   1.0000
  11.750   1.5260   0.03665   0.03040  -0.0601   0.2655   1.0000
  12.000   1.5258   0.03884   0.03261  -0.0590   0.2612   1.0000
  12.250   1.5255   0.04112   0.03492  -0.0581   0.2569   1.0000
  12.500   1.5223   0.04379   0.03764  -0.0572   0.2495   1.0000
  12.750   1.5139   0.04695   0.04080  -0.0561   0.2445   1.0000
  13.000   1.5131   0.04948   0.04340  -0.0555   0.2381   1.0000
  13.250   1.4971   0.05361   0.04752  -0.0545   0.2310   1.0000
  13.500   1.4896   0.05691   0.05087  -0.0538   0.2231   1.0000
  13.750   1.4747   0.06109   0.05507  -0.0530   0.2172   1.0000
  14.000   1.4575   0.06562   0.05961  -0.0523   0.2076   1.0000
  14.250   1.4437   0.06983   0.06385  -0.0518   0.1999   1.0000
  14.500   1.4219   0.07508   0.06911  -0.0513   0.1906   1.0000
  14.750   1.3938   0.08121   0.07524  -0.0509   0.1768   1.0000
  15.000   1.3691   0.08706   0.08109  -0.0507   0.1624   1.0000
  15.250   1.3353   0.09421   0.08824  -0.0506   0.1420   1.0000
  15.500   1.3119   0.10020   0.09425  -0.0507   0.1285   1.0000
  15.750   1.2831   0.10699   0.10107  -0.0509   0.1152   1.0000
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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