GOE 574 AIRFOIL (goe574-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 574 AIRFOIL (goe574-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.39 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe574-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe574-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 574 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2442 0.10902 0.10310 -0.0313 1.0000 0.1589
-8.750 -0.2493 0.10696 0.10112 -0.0311 1.0000 0.1643
-8.500 -0.2680 0.10642 0.10073 -0.0313 1.0000 0.1666
-8.250 -0.2491 0.10082 0.09512 -0.0295 1.0000 0.1738
-8.000 -0.2602 0.09921 0.09362 -0.0288 1.0000 0.1795
-7.750 -0.2828 0.09883 0.09343 -0.0281 1.0000 0.1811
-7.250 -0.3561 0.10185 0.09605 -0.0253 1.0000 0.1800
-7.000 -0.3796 0.10174 0.09612 -0.0257 1.0000 0.1813
-6.750 -0.3594 0.09620 0.09056 -0.0218 1.0000 0.1915
-6.500 -0.3821 0.09585 0.09040 -0.0221 1.0000 0.1954
-6.250 -0.3741 0.09177 0.08638 -0.0186 1.0000 0.2023
-6.000 -0.3910 0.09084 0.08558 -0.0178 1.0000 0.2092
-5.500 -0.4059 0.08671 0.08164 -0.0137 1.0000 0.2234
-5.250 -0.4113 0.08425 0.07927 -0.0113 1.0000 0.2297
-5.000 -0.4251 0.08375 0.07880 -0.0128 1.0000 0.2403
-4.750 -0.4235 0.08047 0.07562 -0.0079 1.0000 0.2513
-4.500 -0.4274 0.07824 0.07346 -0.0058 1.0000 0.2629
-4.250 -0.4315 0.07629 0.07155 -0.0041 1.0000 0.2788
-4.000 -0.4364 0.07446 0.06975 -0.0034 1.0000 0.3003
-3.750 -0.4384 0.07222 0.06761 0.0004 1.0000 0.3197
-3.500 -0.4230 0.06932 0.06475 0.0009 0.9930 0.3648
-2.750 -0.3758 0.06002 0.05566 0.0156 0.9557 0.5890
-2.500 -0.3498 0.05675 0.05247 0.0255 0.9469 0.6894
-2.250 -0.3185 0.05339 0.04908 0.0250 0.9340 0.7347
-2.000 -0.0937 0.04403 0.03591 -0.0549 0.9104 0.1756
-1.750 -0.0483 0.04159 0.03267 -0.0577 0.8982 0.1642
-1.500 -0.0092 0.03950 0.03004 -0.0595 0.8853 0.1574
-1.250 0.0307 0.03810 0.02789 -0.0608 0.8724 0.1521
-1.000 0.0699 0.03682 0.02618 -0.0626 0.8600 0.1523
-0.750 0.1095 0.03567 0.02490 -0.0648 0.8484 0.1628
-0.500 0.1807 0.03398 0.02281 -0.0716 0.8411 0.1744
-0.250 0.2210 0.03334 0.02205 -0.0737 0.8291 0.1907
0.000 0.3636 0.02872 0.01912 -0.0937 0.8274 1.0000
0.250 0.3900 0.02929 0.01933 -0.0938 0.8149 1.0000
0.500 0.4152 0.02992 0.01969 -0.0938 0.8033 1.0000
0.750 0.4498 0.03033 0.01982 -0.0952 0.7937 1.0000
1.000 0.4873 0.03068 0.01994 -0.0972 0.7850 1.0000
1.250 0.4921 0.03202 0.02116 -0.0941 0.7741 1.0000
1.500 0.5406 0.03212 0.02106 -0.0978 0.7681 1.0000
1.750 0.5327 0.03390 0.02277 -0.0929 0.7574 1.0000
2.000 0.5348 0.03551 0.02429 -0.0897 0.7489 1.0000
2.250 0.5557 0.03652 0.02521 -0.0893 0.7423 1.0000
2.500 0.5468 0.03875 0.02737 -0.0851 0.7348 1.0000
2.750 0.5586 0.04020 0.02877 -0.0837 0.7285 1.0000
3.000 0.5682 0.04183 0.03033 -0.0822 0.7228 1.0000
3.250 0.5542 0.04448 0.03295 -0.0782 0.7175 1.0000
3.500 0.5754 0.04573 0.03417 -0.0782 0.7128 1.0000
3.750 0.5769 0.04784 0.03624 -0.0761 0.7086 1.0000
4.000 0.5670 0.05038 0.03876 -0.0731 0.7053 1.0000
4.250 0.5717 0.05237 0.04074 -0.0716 0.7018 1.0000
4.500 0.5927 0.05385 0.04221 -0.0718 0.6979 1.0000
4.750 0.5973 0.05598 0.04435 -0.0704 0.6951 1.0000
5.000 0.5916 0.05844 0.04681 -0.0683 0.6934 1.0000
5.250 0.5909 0.06076 0.04916 -0.0667 0.6920 1.0000
5.500 0.5928 0.06299 0.05142 -0.0655 0.6902 1.0000
5.750 0.5967 0.06522 0.05368 -0.0645 0.6886 1.0000
6.000 0.6219 0.06678 0.05529 -0.0649 0.6804 1.0000
6.250 0.6196 0.06923 0.05778 -0.0635 0.6789 1.0000
6.500 0.6199 0.07164 0.06024 -0.0624 0.6773 1.0000
6.750 0.6226 0.07425 0.06290 -0.0618 0.6780 1.0000
7.000 0.6291 0.07704 0.06581 -0.0618 0.6801 1.0000
7.250 0.6651 0.07776 0.06663 -0.0618 0.6542 1.0000
7.500 0.6697 0.08063 0.06959 -0.0615 0.6528 1.0000
7.750 0.5841 0.08728 0.07622 -0.0595 0.7426 1.0000
8.000 0.6019 0.08974 0.07877 -0.0599 0.7273 1.0000
8.250 0.6188 0.09223 0.08136 -0.0601 0.7124 1.0000
8.500 0.6308 0.09457 0.08379 -0.0599 0.6983 1.0000
8.750 1.1731 0.03411 0.02524 -0.0497 0.4008 1.0000
9.000 1.1576 0.03462 0.02584 -0.0423 0.3734 1.0000
9.250 1.1430 0.03584 0.02723 -0.0364 0.3419 1.0000
9.500 1.1299 0.03698 0.02801 -0.0309 0.2532 1.0000
9.750 1.1073 0.03981 0.03002 -0.0261 0.1812 1.0000
10.000 1.0848 0.04371 0.03358 -0.0233 0.1388 1.0000
10.250 1.0662 0.04779 0.03749 -0.0215 0.1203 1.0000
10.500 1.0507 0.05191 0.04151 -0.0203 0.1113 1.0000
10.750 1.0379 0.05595 0.04556 -0.0195 0.1054 1.0000
11.000 1.0265 0.05994 0.04949 -0.0188 0.1006 1.0000
11.250 1.0159 0.06386 0.05338 -0.0180 0.0962 1.0000
11.500 1.0120 0.06700 0.05658 -0.0171 0.0925 1.0000
11.750 1.0084 0.07002 0.05957 -0.0161 0.0882 1.0000
12.000 1.0108 0.07218 0.06168 -0.0143 0.0841 1.0000
12.250 1.0242 0.07319 0.06280 -0.0119 0.0802 1.0000
12.500 1.2276 0.06606 0.05577 -0.0042 0.0722 1.0000
12.750 1.2426 0.06931 0.05941 -0.0031 0.0717 1.0000
13.500 1.2605 0.08040 0.07160 0.0007 0.0746 1.0000
13.750 1.2339 0.08388 0.07542 0.0022 0.0753 1.0000
14.000 1.2061 0.08799 0.07985 0.0027 0.0760 1.0000
14.250 1.1782 0.09286 0.08502 0.0021 0.0767 1.0000
14.500 1.1502 0.09833 0.09074 0.0006 0.0774 1.0000
14.750 1.1193 0.10481 0.09744 -0.0019 0.0781 1.0000
15.000 1.0882 0.11195 0.10477 -0.0055 0.0789 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 574 AIRFOIL (goe574-il)