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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.65 at α=2°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe573-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe573-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2045   0.13004   0.12403  -0.0421   1.0000   0.0866
 -10.250  -0.2147   0.12936   0.12351  -0.0415   1.0000   0.0881
 -10.000  -0.2222   0.12861   0.12291  -0.0445   0.9949   0.0892
  -9.500  -0.1726   0.11702   0.11131  -0.0512   0.9687   0.0943
  -9.250  -0.1577   0.11334   0.10764  -0.0547   0.9477   0.1003
  -9.000  -0.1559   0.11151   0.10584  -0.0620   0.9284   0.1046
  -8.750  -0.1573   0.10966   0.10400  -0.0705   0.9096   0.1054
  -8.500  -0.1080   0.10100   0.09526  -0.0683   0.9034   0.1110
  -8.250  -0.0881   0.09700   0.09118  -0.0737   0.8901   0.1167
  -8.000  -0.0900   0.09492   0.08908  -0.0835   0.8715   0.1209
  -7.750  -0.0499   0.08857   0.08262  -0.0847   0.8622   0.1269
  -7.500  -0.0426   0.08577   0.07974  -0.0893   0.8443   0.1349
  -7.250  -0.0386   0.08261   0.07651  -0.0935   0.8273   0.1387
  -7.000  -0.0137   0.07864   0.07243  -0.0942   0.8139   0.1449
  -6.750  -0.0263   0.07774   0.07137  -0.0986   0.7966   0.1524
  -6.500  -0.0012   0.07301   0.06660  -0.0982   0.7854   0.1560
  -6.250   0.0090   0.07040   0.06390  -0.0982   0.7719   0.1617
  -6.000   0.0122   0.06804   0.06145  -0.0984   0.7590   0.1720
  -5.750   0.0167   0.06592   0.05923  -0.0982   0.7473   0.1860
  -5.500   0.0266   0.06358   0.05677  -0.0977   0.7371   0.2020
  -5.250   0.0452   0.05623   0.04857  -0.1031   0.7275   0.0880
  -5.000   0.0591   0.05351   0.04569  -0.1024   0.7182   0.0853
  -4.750   0.0729   0.05089   0.04280  -0.1017   0.7090   0.0829
  -4.500   0.0855   0.04876   0.04038  -0.1004   0.6996   0.0830
  -4.250   0.1029   0.04652   0.03778  -0.0996   0.6918   0.0836
  -4.000   0.1161   0.04466   0.03562  -0.0979   0.6825   0.0829
  -3.750   0.1360   0.04250   0.03302  -0.0969   0.6756   0.0815
  -3.500   0.1508   0.04090   0.03108  -0.0949   0.6670   0.0806
  -3.250   0.1727   0.03919   0.02893  -0.0940   0.6603   0.0803
  -3.000   0.1902   0.03808   0.02753  -0.0923   0.6524   0.0822
  -2.750   0.2127   0.03687   0.02593  -0.0913   0.6456   0.0842
  -2.500   0.2351   0.03575   0.02444  -0.0902   0.6389   0.0849
  -2.250   0.2567   0.03481   0.02318  -0.0890   0.6318   0.0852
  -2.000   0.2871   0.03368   0.02164  -0.0891   0.6267   0.0859
  -1.750   0.3064   0.03320   0.02093  -0.0876   0.6195   0.0868
  -1.500   0.3345   0.03259   0.01995  -0.0874   0.6138   0.0893
  -1.250   0.3658   0.03184   0.01908  -0.0881   0.6087   0.0935
  -1.000   0.3923   0.03161   0.01873  -0.0881   0.6017   0.0968
  -0.750   0.4321   0.03108   0.01792  -0.0901   0.5967   0.1004
  -0.500   0.4624   0.03085   0.01747  -0.0905   0.5917   0.1042
  -0.250   0.4826   0.03089   0.01753  -0.0895   0.5858   0.1102
   0.000   0.5094   0.03081   0.01729  -0.0893   0.5815   0.1206
   0.250   0.5407   0.03046   0.01683  -0.0899   0.5780   0.1346
   0.500   0.5506   0.03092   0.01740  -0.0873   0.5718   0.1496
   0.750   0.5715   0.02980   0.01756  -0.0870   0.5674   0.4065
   1.250   0.7206   0.02992   0.01784  -0.1059   0.5578   1.0000
   1.500   0.7335   0.03072   0.01854  -0.1036   0.5534   1.0000
   1.750   0.7534   0.03126   0.01891  -0.1024   0.5498   1.0000
   2.000   0.7789   0.03160   0.01904  -0.1020   0.5469   1.0000
   2.250   0.7793   0.03292   0.02038  -0.0981   0.5416   1.0000
   2.500   0.7886   0.03389   0.02132  -0.0954   0.5371   1.0000
   2.750   0.8072   0.03454   0.02185  -0.0941   0.5339   1.0000
   3.000   0.8314   0.03498   0.02216  -0.0936   0.5314   1.0000
   3.250   0.8196   0.03693   0.02420  -0.0883   0.5260   1.0000
   3.500   0.8196   0.03840   0.02567  -0.0847   0.5213   1.0000
   3.750   0.8370   0.03912   0.02632  -0.0833   0.5180   1.0000
   4.000   0.8630   0.03949   0.02658  -0.0830   0.5157   1.0000
   4.250   0.8040   0.04380   0.03107  -0.0725   0.5074   1.0000
   4.500   0.8098   0.04510   0.03233  -0.0700   0.5035   1.0000
   4.750   0.8339   0.04555   0.03270  -0.0695   0.5010   1.0000
   5.250   0.7756   0.05309   0.04035  -0.0596   0.4866   1.0000
   5.500   0.8031   0.05318   0.04038  -0.0592   0.4847   1.0000
   6.000   0.7696   0.06096   0.04823  -0.0548   0.4697   1.0000
   6.250   0.7366   0.06646   0.05379  -0.0526   0.4597   1.0000
   6.500   0.7525   0.06754   0.05485  -0.0517   0.4560   1.0000
   6.750   0.7771   0.06784   0.05511  -0.0510   0.4535   1.0000
   7.000   0.7484   0.07299   0.06031  -0.0493   0.4434   1.0000
   7.250   0.7666   0.07388   0.06121  -0.0486   0.4398   1.0000
   7.500   0.7909   0.07424   0.06156  -0.0479   0.4375   1.0000
   8.000   0.7825   0.08022   0.06759  -0.0459   0.4237   1.0000
   8.250   0.8078   0.08049   0.06788  -0.0452   0.4214   1.0000
   8.750   0.7985   0.08678   0.07426  -0.0437   0.4077   1.0000
   9.000   0.8220   0.08730   0.07480  -0.0431   0.4056   1.0000
   9.250   0.7948   0.09274   0.08031  -0.0425   0.3951   1.0000
   9.500   0.8131   0.09373   0.08133  -0.0419   0.3919   1.0000
  10.000   0.8070   0.10019   0.08792  -0.0412   0.3799   1.0000
  10.250   0.8219   0.10169   0.08947  -0.0408   0.3770   1.0000
  10.500   0.8389   0.10290   0.09073  -0.0402   0.3742   1.0000
  10.750   0.8177   0.10810   0.09601  -0.0404   0.3657   1.0000
  11.000   0.8319   0.10960   0.09757  -0.0400   0.3624   1.0000
  11.250   0.8508   0.11068   0.09874  -0.0395   0.3602   1.0000
  11.500   0.8281   0.11638   0.10451  -0.0401   0.3533   1.0000
  11.750   0.8342   0.11890   0.10710  -0.0401   0.3497   1.0000
<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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