Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)