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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 573 AIRFOIL (goe573-il)