GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.35 at α=-8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 561 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.250 0.3428 0.15626 0.15097 -0.1408 0.8650 0.0575
-17.000 0.3706 0.15272 0.14728 -0.1492 0.8501 0.0585
-16.750 0.4049 0.14809 0.14248 -0.1580 0.8356 0.0590
-16.500 0.4499 0.14237 0.13654 -0.1670 0.8202 0.0603
-16.250 0.4759 0.13892 0.13293 -0.1723 0.8030 0.0616
-16.000 0.4991 0.13589 0.12974 -0.1776 0.7886 0.0632
-15.750 0.5227 0.13313 0.12675 -0.1843 0.7777 0.0643
-15.250 0.5597 0.12762 0.12095 -0.1916 0.7545 0.0654
-15.000 0.5748 0.12511 0.11839 -0.1929 0.7434 0.0665
-14.750 0.5962 0.12248 0.11559 -0.1968 0.7350 0.0678
-14.500 0.6071 0.12058 0.11365 -0.1985 0.7263 0.0691
-14.250 0.6143 0.11915 0.11216 -0.2002 0.7185 0.0706
-14.000 0.6134 0.11890 0.11182 -0.2031 0.7132 0.0713
-13.750 0.6359 0.11533 0.10819 -0.2045 0.7064 0.0719
-13.500 0.6484 0.11307 0.10595 -0.2045 0.6998 0.0729
-13.250 0.6609 0.11110 0.10393 -0.2056 0.6940 0.0743
-13.000 0.6737 0.10923 0.10197 -0.2076 0.6894 0.0761
-12.750 0.6779 0.10809 0.10081 -0.2086 0.6850 0.0776
-12.500 0.6575 0.10904 0.10187 -0.2082 0.6809 0.0785
-12.250 0.6825 0.10522 0.09805 -0.2075 0.6751 0.0796
-12.000 0.6964 0.10314 0.09593 -0.2080 0.6705 0.0811
-11.750 0.7079 0.10141 0.09413 -0.2092 0.6670 0.0829
-11.500 0.7062 0.10065 0.09334 -0.2103 0.6639 0.0858
-11.250 0.6876 0.10093 0.09377 -0.2086 0.6606 0.0863
-11.000 0.6931 0.09897 0.09190 -0.2070 0.6562 0.0869
-10.750 0.7116 0.09640 0.08934 -0.2059 0.6519 0.0885
-10.500 0.7200 0.09478 0.08770 -0.2057 0.6485 0.0904
-10.250 0.7269 0.09335 0.08622 -0.2061 0.6454 0.0921
-10.000 0.7189 0.09276 0.08562 -0.2068 0.6430 0.0946
-9.750 0.6881 0.09316 0.08619 -0.2045 0.6406 0.0953
-9.500 0.7070 0.09067 0.08379 -0.2013 0.6366 0.0963
-9.250 0.7137 0.08923 0.08242 -0.1989 0.6329 0.0982
-9.000 0.7138 0.08814 0.08138 -0.1971 0.6296 0.1003
-8.750 0.7090 0.08713 0.08039 -0.1958 0.6267 0.1028
-8.500 0.6812 0.08703 0.08037 -0.1944 0.6246 0.1047
-8.250 0.6813 0.08510 0.07842 -0.1942 0.6223 0.1057
-8.000 0.6979 0.08355 0.07692 -0.1912 0.6191 0.1079
-7.750 0.6815 0.08350 0.07705 -0.1857 0.6158 0.1093
-7.500 0.6655 0.08326 0.07695 -0.1812 0.6123 0.1103
-7.250 0.6454 0.08283 0.07663 -0.1772 0.6093 0.1131
-7.000 0.6140 0.08251 0.07642 -0.1734 0.6066 0.1147
-6.750 0.5712 0.08220 0.07620 -0.1690 0.6043 0.1153
-6.500 0.5340 0.08206 0.07610 -0.1632 0.6023 0.1156
-6.250 0.5751 0.07858 0.07254 -0.1658 0.5999 0.1188
-6.000 0.3033 0.09852 0.09357 -0.1122 0.5883 0.1040
-5.750 0.2628 0.10058 0.09575 -0.1030 0.5841 0.1033
-5.500 0.2267 0.10052 0.09569 -0.0976 0.5817 0.1037
-5.250 0.1907 0.10001 0.09509 -0.0936 0.5797 0.1045
-5.000 -0.1785 0.15910 0.15564 -0.0490 0.5861 0.0852
-4.750 -0.2075 0.15562 0.15207 -0.0476 0.5828 0.0859
-4.500 -0.2450 0.15004 0.14625 -0.0465 0.5642 0.0865
-4.250 -0.2286 0.14807 0.14440 -0.0443 0.5626 0.0871
-4.000 -0.2937 0.16297 0.15984 -0.0367 0.5701 0.0866
-3.750 -0.2629 0.16146 0.15841 -0.0344 0.5643 0.0876
-3.500 -0.2567 0.15913 0.15606 -0.0335 0.5619 0.0890
-3.250 -0.2574 0.15640 0.15327 -0.0332 0.5606 0.0907
-3.000 -0.3369 0.14949 0.14597 -0.0297 0.5682 0.0881
-2.750 -0.3314 0.14727 0.14371 -0.0285 0.5641 0.0893
-2.500 -0.3202 0.14486 0.14118 -0.0283 0.5617 0.0919
-2.250 -0.3123 0.14172 0.13762 -0.0295 0.5603 0.0957
-2.000 -0.3579 0.14224 0.13812 -0.0239 0.5513 0.0955
-1.750 -0.3540 0.13985 0.13580 -0.0219 0.5457 0.0961
-1.500 -0.3428 0.13796 0.13392 -0.0204 0.5426 0.0973
-1.250 -0.3265 0.13645 0.13234 -0.0195 0.5407 0.1000
-1.000 -0.3090 0.13470 0.13017 -0.0190 0.5395 0.1060
-0.750 -0.3581 0.13558 0.13094 -0.0130 0.5295 0.1054
-0.500 -0.3518 0.13314 0.12858 -0.0112 0.5247 0.1062
-0.250 -0.3523 0.13530 0.13140 -0.0131 0.5091 0.1073
0.000 -0.3465 0.13387 0.12993 -0.0113 0.5047 0.1098
0.250 -0.3363 0.13231 0.12792 -0.0099 0.5022 0.1170
0.500 -0.3212 0.13069 0.12637 -0.0086 0.5003 0.1190
0.750 -0.2992 0.13054 0.12606 -0.0077 0.4990 0.1249
1.000 -0.3410 0.12998 0.12565 -0.0039 0.4911 0.1216
1.250 -0.3368 0.12914 0.12442 -0.0015 0.4866 0.1296
1.500 -0.3288 0.12765 0.12298 0.0002 0.4837 0.1316
1.750 -0.3151 0.12802 0.12295 0.0025 0.4816 0.1433
2.000 -0.3003 0.12672 0.12180 0.0039 0.4802 0.1475
2.250 -0.3295 0.12508 0.11940 0.0173 0.4844 0.1469
2.500 -0.3189 0.12508 0.11913 0.0203 0.4823 0.1603
2.750 -0.3006 0.12489 0.11895 0.0220 0.4805 0.1691
3.000 -0.2763 0.12813 0.12179 0.0242 0.4794 0.1936
3.250 -0.2562 0.12694 0.12073 0.0258 0.4787 0.2026
3.500 -0.3188 0.12442 0.11827 0.0311 0.4679 0.1883
3.750 -0.3124 0.12377 0.11754 0.0339 0.4652 0.2027
4.000 -0.3002 0.12381 0.11750 0.0364 0.4629 0.2227
4.250 -0.2874 0.12411 0.11777 0.0389 0.4616 0.2486
5.000 -0.3037 0.12378 0.11739 0.0475 0.4500 0.2955
5.250 -0.2949 0.12360 0.11720 0.0500 0.4471 0.3240
5.500 -0.2798 0.12381 0.11736 0.0520 0.4450 0.3537
5.750 -0.2567 0.12464 0.11811 0.0527 0.4436 0.3809
6.000 -0.2191 0.12649 0.11980 0.0511 0.4426 0.3983
6.250 -0.1694 0.13043 0.12336 0.0475 0.4421 0.3845
6.500 -0.2404 0.12678 0.11982 0.0551 0.4329 0.3908
6.750 -0.2008 0.12800 0.12070 0.0510 0.4297 0.3662
7.250 -0.1696 0.12413 0.11677 0.0376 0.4126 0.2339
7.500 -0.1265 0.12571 0.11773 0.0353 0.4104 0.1676
7.750 -0.0870 0.12889 0.12044 0.0339 0.4091 0.1371
8.000 -0.0462 0.13341 0.12465 0.0316 0.4084 0.1222
8.250 0.0030 0.14007 0.13019 0.0329 0.4126 0.1132
8.500 0.0471 0.14294 0.13299 0.0272 0.4107 0.1090
8.750 0.0884 0.14641 0.13626 0.0236 0.4093 0.1057
9.000 0.1519 0.15228 0.14223 0.0147 0.4084 0.1079
9.250 0.1072 0.14948 0.13941 0.0186 0.4035 0.1066
9.500 0.1355 0.15181 0.14184 0.0140 0.3994 0.1095
9.750 0.1818 0.15549 0.14559 0.0058 0.3966 0.1123
10.000 0.2341 0.15993 0.15003 -0.0031 0.3947 0.1147
10.250 0.2825 0.16451 0.15461 -0.0104 0.3934 0.1192
10.500 0.3254 0.16936 0.15942 -0.0154 0.3926 0.1297
10.750 0.3049 0.16878 0.15886 -0.0150 0.3892 0.1297
11.000 0.3204 0.17059 0.16066 -0.0175 0.3849 0.1373
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)