GOE 573 AIRFOIL (goe573-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 573 AIRFOIL (goe573-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 34.35 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe573-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe573-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 573 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2060 0.12195 0.11773 -0.0398 1.0000 0.0636
-10.000 -0.2166 0.12110 0.11705 -0.0374 1.0000 0.0644
-9.750 -0.2180 0.11943 0.11548 -0.0389 0.9961 0.0665
-9.500 -0.2014 0.11631 0.11237 -0.0502 0.9855 0.0688
-9.250 -0.1960 0.11404 0.11012 -0.0631 0.9665 0.0695
-9.000 -0.1490 0.10458 0.10061 -0.0591 0.9642 0.0731
-8.750 -0.1248 0.10011 0.09613 -0.0640 0.9503 0.0768
-8.500 -0.1069 0.09614 0.09214 -0.0713 0.9356 0.0811
-8.250 -0.1065 0.09377 0.08973 -0.0865 0.9147 0.0831
-8.000 -0.0645 0.08603 0.08197 -0.0872 0.9100 0.0856
-7.750 -0.0250 0.08103 0.07686 -0.0922 0.8988 0.0909
-7.500 -0.0081 0.07722 0.07287 -0.1068 0.8785 0.0974
-7.250 0.0191 0.07171 0.06725 -0.1118 0.8624 0.1006
-7.000 0.0514 0.06800 0.06340 -0.1144 0.8451 0.1067
-6.750 0.0485 0.06673 0.06185 -0.1204 0.8236 0.1132
-6.500 0.0628 0.06240 0.05746 -0.1209 0.8084 0.1159
-6.250 0.0823 0.05965 0.05464 -0.1202 0.7936 0.1203
-6.000 0.0732 0.06045 0.05486 -0.1217 0.7793 0.1296
-5.750 0.0948 0.05510 0.04977 -0.1203 0.7662 0.1331
-5.500 0.1045 0.05350 0.04803 -0.1191 0.7532 0.1424
-5.250 0.1121 0.05107 0.04547 -0.1181 0.7419 0.1489
-5.000 0.1213 0.04962 0.04368 -0.1175 0.7323 0.1621
-4.750 0.1344 0.04721 0.04135 -0.1153 0.7206 0.1674
-4.500 0.1443 0.04546 0.03941 -0.1139 0.7110 0.1809
-4.250 0.1569 0.04377 0.03756 -0.1124 0.7023 0.1966
-4.000 0.1677 0.04231 0.03606 -0.1101 0.6930 0.2141
-3.750 0.1807 0.04100 0.03461 -0.1083 0.6855 0.2446
-3.500 0.1915 0.03972 0.03338 -0.1054 0.6766 0.2681
-2.750 0.2227 0.03597 0.02957 -0.0960 0.6552 0.3867
-2.500 0.2318 0.03434 0.02800 -0.0922 0.6491 0.4253
-2.250 0.3069 0.03117 0.02201 -0.0990 0.6430 0.1291
-2.000 0.3338 0.02905 0.01968 -0.0987 0.6380 0.1199
-1.750 0.3557 0.02856 0.01878 -0.0967 0.6320 0.1123
-1.500 0.3790 0.02763 0.01768 -0.0957 0.6260 0.1102
-1.250 0.4090 0.02687 0.01661 -0.0956 0.6214 0.1106
-1.000 0.4285 0.02666 0.01627 -0.0939 0.6153 0.1123
-0.750 0.4534 0.02626 0.01573 -0.0931 0.6098 0.1132
-0.500 0.4851 0.02563 0.01495 -0.0936 0.6058 0.1147
-0.250 0.5071 0.02534 0.01477 -0.0927 0.6011 0.1178
0.000 0.5272 0.02532 0.01480 -0.0914 0.5962 0.1240
0.250 0.5531 0.02509 0.01458 -0.0910 0.5922 0.1331
0.500 0.5853 0.02479 0.01421 -0.0916 0.5889 0.1471
0.750 0.6026 0.02501 0.01460 -0.0901 0.5838 0.1728
1.000 0.7897 0.02333 0.01438 -0.1230 0.5764 1.0000
1.250 0.8145 0.02371 0.01459 -0.1225 0.5735 1.0000
1.500 0.8278 0.02451 0.01539 -0.1202 0.5698 1.0000
1.750 0.8393 0.02533 0.01624 -0.1177 0.5655 1.0000
2.000 0.8587 0.02587 0.01669 -0.1163 0.5618 1.0000
2.250 0.8824 0.02629 0.01700 -0.1157 0.5588 1.0000
2.500 0.9056 0.02683 0.01745 -0.1150 0.5563 1.0000
2.750 0.9030 0.02831 0.01910 -0.1104 0.5519 1.0000
3.000 0.9124 0.02934 0.02015 -0.1076 0.5480 1.0000
3.250 0.9326 0.02989 0.02066 -0.1065 0.5449 1.0000
3.500 0.9603 0.03021 0.02088 -0.1065 0.5423 1.0000
3.750 0.9650 0.03158 0.02232 -0.1032 0.5390 1.0000
4.000 0.9447 0.03399 0.02491 -0.0963 0.5337 1.0000
4.250 0.9547 0.03504 0.02597 -0.0939 0.5301 1.0000
4.500 0.9834 0.03527 0.02613 -0.0940 0.5275 1.0000
4.750 1.0230 0.03511 0.02588 -0.0957 0.5255 1.0000
5.000 0.8400 0.04590 0.03710 -0.0696 0.5135 1.0000
5.250 0.9046 0.04411 0.03522 -0.0734 0.5122 1.0000
5.500 0.9792 0.04188 0.03291 -0.0788 0.5109 1.0000
5.750 0.7672 0.05869 0.04995 -0.0590 0.4948 1.0000
6.000 0.8274 0.05569 0.04689 -0.0595 0.4941 1.0000
7.250 0.6849 0.08171 0.07308 -0.0499 0.4569 1.0000
7.500 0.6928 0.08382 0.07520 -0.0492 0.4522 1.0000
7.750 0.6342 0.09436 0.08589 -0.0502 0.4686 1.0000
8.000 0.6491 0.09645 0.08798 -0.0500 0.4661 1.0000
8.250 0.6673 0.09865 0.09018 -0.0499 0.4646 1.0000
8.500 0.6867 0.10114 0.09270 -0.0500 0.4636 1.0000
8.750 0.6953 0.09927 0.09078 -0.0470 0.4357 1.0000
9.000 0.7120 0.10136 0.09288 -0.0468 0.4340 1.0000
9.250 0.7309 0.10354 0.09508 -0.0468 0.4328 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)