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