Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)