GOE 575 AIRFOIL (goe575-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 575 AIRFOIL (goe575-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 47.62 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe575-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe575-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 575 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3357 0.10826 0.10352 -0.0205 1.0000 0.1490
-8.750 -0.3716 0.10542 0.10076 -0.0228 1.0000 0.1533
-8.500 -0.4273 0.10223 0.09769 -0.0261 1.0000 0.1542
-8.250 -0.3866 0.09736 0.09280 -0.0221 1.0000 0.1561
-8.000 -0.3643 0.09487 0.09031 -0.0192 1.0000 0.1593
-7.750 -0.3659 0.09205 0.08753 -0.0180 1.0000 0.1624
-7.500 -0.3843 0.08889 0.08443 -0.0178 1.0000 0.1673
-7.250 -0.4372 0.08543 0.08105 -0.0182 1.0000 0.1697
-7.000 -0.4829 0.08330 0.07896 -0.0138 1.0000 0.1702
-6.750 -0.5391 0.08129 0.07688 -0.0092 1.0000 0.1710
-6.500 -0.5108 0.07592 0.07165 -0.0082 1.0000 0.1734
-6.250 -0.4987 0.07336 0.06915 -0.0057 1.0000 0.1760
-6.000 -0.5068 0.07099 0.06681 -0.0026 1.0000 0.1789
-5.750 -0.5236 0.06855 0.06437 0.0008 1.0000 0.1819
-5.500 -0.5911 0.06827 0.06368 0.0070 1.0000 0.1888
-5.250 -0.5839 0.06306 0.05863 0.0088 1.0000 0.1905
-5.000 -0.6320 0.06735 0.06240 0.0170 1.0000 0.1915
-4.750 -0.6857 0.05375 0.04734 0.0275 1.0000 0.1227
-4.500 -0.6792 0.05147 0.04515 0.0302 1.0000 0.1209
-4.250 -0.6807 0.04917 0.04272 0.0347 1.0000 0.1191
-4.000 -0.6814 0.04658 0.03985 0.0392 0.9992 0.1166
-3.750 -0.6548 0.04110 0.03302 0.0404 0.9821 0.1106
-3.500 -0.6214 0.03906 0.03048 0.0395 0.9696 0.1103
-3.250 -0.5846 0.03814 0.02958 0.0373 0.9587 0.1133
-3.000 -0.5506 0.03677 0.02792 0.0362 0.9480 0.1153
-2.750 -0.5157 0.03540 0.02624 0.0350 0.9378 0.1174
-2.500 -0.4756 0.03404 0.02453 0.0329 0.9282 0.1195
-2.250 -0.4250 0.03293 0.02309 0.0288 0.9210 0.1242
-2.000 -0.3853 0.03206 0.02228 0.0263 0.9100 0.1298
-1.750 -0.3391 0.03111 0.02115 0.0230 0.8999 0.1367
-1.500 -0.2781 0.03012 0.02026 0.0166 0.8936 0.1488
-1.250 -0.2352 0.02925 0.01948 0.0138 0.8823 0.1650
-1.000 -0.1709 0.02804 0.01845 0.0069 0.8775 0.2106
-0.750 -0.1309 0.02728 0.01784 0.0044 0.8656 0.2460
-0.500 0.1838 0.02509 0.01884 -0.0558 0.8850 0.9512
-0.250 0.2789 0.02582 0.01915 -0.0687 0.8824 1.0000
0.000 0.3190 0.02514 0.01830 -0.0706 0.8699 1.0000
0.250 0.3676 0.02421 0.01724 -0.0739 0.8616 1.0000
0.500 0.4038 0.02342 0.01635 -0.0748 0.8470 1.0000
0.750 0.4424 0.02255 0.01539 -0.0760 0.8324 1.0000
1.000 0.4850 0.02164 0.01439 -0.0780 0.8175 1.0000
1.250 0.5344 0.02064 0.01330 -0.0813 0.8009 1.0000
1.500 0.5957 0.01958 0.01211 -0.0872 0.7813 1.0000
1.750 0.6743 0.01862 0.01094 -0.0969 0.7543 1.0000
2.000 0.7590 0.01822 0.01022 -0.1085 0.7174 1.0000
2.250 0.8187 0.01843 0.01014 -0.1150 0.6793 1.0000
2.500 0.8593 0.01881 0.01025 -0.1175 0.6460 1.0000
2.750 0.8835 0.01918 0.01046 -0.1166 0.6187 1.0000
3.000 0.9135 0.01957 0.01066 -0.1170 0.5957 1.0000
3.250 0.9389 0.01997 0.01091 -0.1164 0.5748 1.0000
3.500 0.9599 0.02035 0.01118 -0.1149 0.5555 1.0000
3.750 0.9828 0.02074 0.01145 -0.1138 0.5384 1.0000
4.000 1.0039 0.02113 0.01176 -0.1124 0.5223 1.0000
4.250 1.0227 0.02153 0.01213 -0.1104 0.5071 1.0000
4.500 1.0423 0.02194 0.01250 -0.1087 0.4926 1.0000
4.750 1.0634 0.02238 0.01287 -0.1073 0.4789 1.0000
5.000 1.0867 0.02282 0.01321 -0.1063 0.4654 1.0000
5.250 1.1033 0.02323 0.01360 -0.1039 0.4520 1.0000
5.500 1.1203 0.02369 0.01408 -0.1017 0.4393 1.0000
5.750 1.1417 0.02419 0.01452 -0.1004 0.4269 1.0000
6.000 1.1636 0.02469 0.01495 -0.0992 0.4145 1.0000
6.250 1.1749 0.02515 0.01548 -0.0958 0.4021 1.0000
6.500 1.1932 0.02569 0.01598 -0.0938 0.3899 1.0000
6.750 1.2169 0.02625 0.01640 -0.0931 0.3772 1.0000
7.000 1.2220 0.02667 0.01695 -0.0884 0.3653 1.0000
7.250 1.2354 0.02720 0.01746 -0.0855 0.3534 1.0000
7.500 1.2554 0.02770 0.01781 -0.0840 0.3415 1.0000
7.750 1.2556 0.02807 0.01832 -0.0783 0.3310 1.0000
8.000 1.2681 0.02855 0.01877 -0.0753 0.3207 1.0000
8.250 1.2758 0.02893 0.01915 -0.0713 0.3105 1.0000
8.500 1.2866 0.02951 0.01980 -0.0681 0.3018 1.0000
8.750 1.2985 0.02998 0.02025 -0.0650 0.2929 1.0000
9.000 1.3076 0.03058 0.02095 -0.0615 0.2847 1.0000
9.250 1.3177 0.03107 0.02146 -0.0581 0.2765 1.0000
9.500 1.3277 0.03168 0.02213 -0.0549 0.2689 1.0000
9.750 1.3335 0.03220 0.02273 -0.0508 0.2609 1.0000
10.000 1.3433 0.03279 0.02333 -0.0476 0.2531 1.0000
10.250 1.3467 0.03339 0.02405 -0.0432 0.2453 1.0000
10.500 1.3553 0.03399 0.02463 -0.0399 0.2372 1.0000
10.750 1.3556 0.03465 0.02541 -0.0351 0.2291 1.0000
11.000 1.3616 0.03535 0.02610 -0.0315 0.2207 1.0000
11.250 1.3627 0.03613 0.02696 -0.0272 0.2120 1.0000
11.500 1.3655 0.03709 0.02797 -0.0233 0.2034 1.0000
11.750 1.3723 0.03801 0.02884 -0.0201 0.1947 1.0000
12.000 1.3723 0.03935 0.03030 -0.0161 0.1866 1.0000
12.250 1.3878 0.04039 0.03116 -0.0146 0.1778 1.0000
12.500 1.3835 0.04199 0.03302 -0.0102 0.1720 1.0000
12.750 1.3910 0.04327 0.03430 -0.0076 0.1655 1.0000
13.000 1.4039 0.04487 0.03590 -0.0061 0.1598 1.0000
13.250 1.3975 0.04665 0.03793 -0.0019 0.1559 1.0000
13.500 1.4030 0.04821 0.03958 0.0005 0.1519 1.0000
13.750 1.4344 0.04952 0.04075 -0.0005 0.1477 1.0000
14.000 1.4254 0.05178 0.04329 0.0035 0.1455 1.0000
14.250 1.4115 0.05420 0.04600 0.0077 0.1436 1.0000
14.500 1.3999 0.05677 0.04882 0.0111 0.1418 1.0000
14.750 1.3875 0.05948 0.05176 0.0142 0.1400 1.0000
15.000 1.3771 0.06227 0.05474 0.0167 0.1383 1.0000
15.250 1.3704 0.06487 0.05748 0.0187 0.1366 1.0000
15.500 1.3891 0.06647 0.05904 0.0192 0.1341 1.0000
15.750 1.3806 0.06987 0.06258 0.0207 0.1328 1.0000
16.000 1.3413 0.07518 0.06819 0.0228 0.1325 1.0000
16.250 1.2967 0.08187 0.07517 0.0234 0.1325 1.0000
16.500 1.2363 0.09141 0.08500 0.0218 0.1327 1.0000
16.750 0.8263 0.19435 0.18821 -0.0290 0.1925 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 575 AIRFOIL (goe575-il)