GOE 573 AIRFOIL (goe573-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 573 AIRFOIL (goe573-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.62 at α=-4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe573-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe573-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2458 0.12588 0.12047 -0.0332 1.0000 0.1425
-9.250 -0.2753 0.12759 0.12241 -0.0282 1.0000 0.1429
-9.000 -0.3030 0.12920 0.12420 -0.0242 1.0000 0.1432
-8.750 -0.3202 0.12993 0.12506 -0.0265 0.9956 0.1446
-8.500 -0.2754 0.12208 0.11714 -0.0310 0.9870 0.1525
-8.250 -0.2715 0.12047 0.11554 -0.0400 0.9741 0.1600
-8.000 -0.2310 0.11361 0.10863 -0.0436 0.9641 0.1703
-7.750 -0.2428 0.11319 0.10825 -0.0513 0.9485 0.1762
-7.500 -0.1989 0.10628 0.10128 -0.0541 0.9388 0.1893
-7.250 -0.1845 0.10241 0.09741 -0.0582 0.9262 0.1972
-7.000 -0.1871 0.10077 0.09577 -0.0620 0.9114 0.2077
-6.750 -0.1603 0.09615 0.09112 -0.0644 0.9008 0.2216
-6.500 -0.1464 0.09282 0.08775 -0.0686 0.8899 0.2396
-6.250 -0.1397 0.09027 0.08518 -0.0712 0.8773 0.2571
-6.000 -0.1362 0.08812 0.08303 -0.0711 0.8640 0.2738
-5.750 -0.0984 0.08306 0.07795 -0.0719 0.8572 0.3038
-5.500 -0.0823 0.07994 0.07481 -0.0717 0.8469 0.3296
-5.250 -0.0853 0.07870 0.07357 -0.0692 0.8342 0.3529
-5.000 0.4695 0.04426 0.03803 -0.1267 0.8588 1.0000
-4.750 0.4939 0.04249 0.03616 -0.1304 0.8446 1.0000
-4.250 0.4081 0.04793 0.04177 -0.1079 0.8173 0.9222
-4.000 0.3443 0.05047 0.04446 -0.0952 0.8052 0.8569
-3.750 0.2830 0.05226 0.04638 -0.0849 0.7957 0.7985
-3.500 0.2303 0.05383 0.04814 -0.0751 0.7830 0.7715
-3.250 0.1790 0.05549 0.04997 -0.0651 0.7720 0.7561
-3.000 0.1256 0.05624 0.05085 -0.0558 0.7644 0.7375
-2.750 0.0792 0.05843 0.05322 -0.0449 0.7534 0.7475
-2.500 0.0267 0.05887 0.05378 -0.0350 0.7474 0.7394
-2.250 -0.0216 0.06173 0.05684 -0.0224 0.7383 0.7698
-2.000 -0.0704 0.06208 0.05732 -0.0140 0.7340 0.7591
-1.750 -0.1210 0.06256 0.05791 -0.0052 0.7314 0.7567
-1.500 -0.1773 0.06373 0.05924 0.0045 0.7293 0.7571
-1.250 -0.1064 0.06418 0.05801 -0.0423 0.7258 0.4352
-1.000 -0.0336 0.06368 0.05557 -0.0548 0.7227 0.2409
-0.750 -0.0248 0.06353 0.05516 -0.0535 0.7235 0.2214
-0.500 -0.0150 0.06374 0.05499 -0.0521 0.7248 0.2046
-0.250 -0.0035 0.06420 0.05499 -0.0508 0.7266 0.1909
0.000 0.0092 0.06434 0.05492 -0.0498 0.7289 0.1840
0.250 0.0339 0.06521 0.05514 -0.0497 0.7318 0.1766
0.500 -0.1422 0.07057 0.06198 -0.0334 0.8903 0.2091
0.750 -0.1193 0.06984 0.06078 -0.0330 0.8803 0.1922
1.000 -0.0848 0.07035 0.06095 -0.0346 0.8758 0.1813
1.250 -0.0732 0.06981 0.05998 -0.0326 0.8661 0.1756
1.500 -0.0367 0.07105 0.06088 -0.0348 0.8605 0.1750
1.750 -0.0249 0.07053 0.06017 -0.0334 0.8504 0.1740
2.000 0.0157 0.07223 0.06156 -0.0362 0.8443 0.1723
2.250 0.0274 0.07190 0.06104 -0.0350 0.8340 0.1719
2.500 0.0800 0.07454 0.06327 -0.0405 0.8283 0.1750
2.750 0.0982 0.07460 0.06324 -0.0410 0.8171 0.1799
3.000 0.1459 0.07743 0.06592 -0.0458 0.8116 0.1899
3.250 0.1582 0.07741 0.06588 -0.0449 0.8000 0.1958
3.500 0.1855 0.07917 0.06763 -0.0463 0.7936 0.2108
3.750 0.2107 0.08023 0.06885 -0.0474 0.7827 0.2409
4.000 0.2898 0.08265 0.07282 -0.0610 0.7741 1.0000
4.250 0.3192 0.08527 0.07503 -0.0622 0.7652 1.0000
4.500 0.3237 0.08614 0.07573 -0.0603 0.7536 1.0000
4.750 0.3498 0.08900 0.07835 -0.0614 0.7468 1.0000
5.000 0.3616 0.09021 0.07943 -0.0605 0.7346 1.0000
5.250 0.3682 0.09158 0.08069 -0.0591 0.7243 1.0000
5.500 0.4011 0.09489 0.08382 -0.0610 0.7167 1.0000
5.750 0.4008 0.09550 0.08438 -0.0588 0.7046 1.0000
6.000 0.4160 0.09785 0.08662 -0.0587 0.6974 1.0000
6.250 0.4337 0.09979 0.08847 -0.0586 0.6866 1.0000
6.500 0.4374 0.10122 0.08985 -0.0572 0.6765 1.0000
6.750 0.4675 0.10449 0.09303 -0.0586 0.6692 1.0000
7.000 0.4634 0.10526 0.09378 -0.0565 0.6587 1.0000
7.250 0.4968 0.10910 0.09754 -0.0583 0.6527 1.0000
7.500 0.4893 0.10946 0.09789 -0.0559 0.6413 1.0000
7.750 0.5247 0.11382 0.10218 -0.0579 0.6363 1.0000
8.000 0.5126 0.11368 0.10205 -0.0552 0.6251 1.0000
8.250 0.5440 0.11777 0.10610 -0.0568 0.6207 1.0000
8.500 0.5320 0.11787 0.10621 -0.0544 0.6104 1.0000
8.750 0.5612 0.12159 0.10992 -0.0557 0.6051 1.0000
9.000 0.5522 0.12214 0.11047 -0.0537 0.5956 1.0000
9.250 0.5769 0.12537 0.11369 -0.0546 0.5899 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)