GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.62 at α=-6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.750 0.4723 0.13520 0.12776 -0.1677 0.6818 0.0498
-15.500 0.4823 0.13313 0.12567 -0.1689 0.6733 0.0504
-15.250 0.4928 0.13098 0.12348 -0.1703 0.6656 0.0511
-15.000 0.5045 0.12882 0.12121 -0.1722 0.6586 0.0518
-14.750 0.5111 0.12696 0.11935 -0.1731 0.6514 0.0524
-14.500 0.5170 0.12517 0.11754 -0.1744 0.6449 0.0529
-14.250 0.5223 0.12353 0.11583 -0.1760 0.6396 0.0531
-14.000 0.5363 0.12082 0.11309 -0.1768 0.6341 0.0536
-13.750 0.5478 0.11865 0.11091 -0.1775 0.6280 0.0542
-13.500 0.5578 0.11664 0.10887 -0.1782 0.6227 0.0556
-13.250 0.5664 0.11477 0.10693 -0.1791 0.6184 0.0564
-13.000 0.5714 0.11306 0.10519 -0.1800 0.6142 0.0576
-12.750 0.5746 0.11150 0.10365 -0.1806 0.6097 0.0580
-12.500 0.5747 0.11010 0.10225 -0.1814 0.6058 0.0583
-12.250 0.5851 0.10781 0.09992 -0.1816 0.6012 0.0586
-12.000 0.5982 0.10552 0.09756 -0.1820 0.5977 0.0592
-11.750 0.6076 0.10354 0.09556 -0.1823 0.5942 0.0603
-11.500 0.6142 0.10183 0.09388 -0.1825 0.5904 0.0610
-11.250 0.6200 0.10013 0.09218 -0.1828 0.5872 0.0618
-11.000 0.6215 0.09849 0.09055 -0.1831 0.5843 0.0631
-10.750 0.6199 0.09706 0.08911 -0.1836 0.5815 0.0637
-10.500 0.6162 0.09557 0.08761 -0.1842 0.5792 0.0640
-10.250 0.6326 0.09320 0.08516 -0.1842 0.5762 0.0645
-10.000 0.6419 0.09138 0.08339 -0.1835 0.5729 0.0654
-9.750 0.6465 0.08980 0.08184 -0.1830 0.5698 0.0662
-9.500 0.6492 0.08821 0.08029 -0.1825 0.5670 0.0676
-9.250 0.6329 0.08701 0.07914 -0.1827 0.5651 0.0700
-9.000 0.6282 0.08544 0.07760 -0.1824 0.5628 0.0701
-8.750 0.6446 0.08333 0.07546 -0.1815 0.5600 0.0709
-8.500 0.6565 0.08165 0.07373 -0.1811 0.5576 0.0729
-8.250 0.6582 0.08001 0.07207 -0.1809 0.5556 0.0742
-8.000 0.6451 0.07870 0.07088 -0.1795 0.5533 0.0760
-7.750 0.6252 0.07728 0.06958 -0.1782 0.5511 0.0767
-7.500 0.6141 0.07549 0.06788 -0.1766 0.5489 0.0772
-7.250 0.6237 0.07401 0.06643 -0.1746 0.5461 0.0781
-7.000 0.6215 0.07255 0.06500 -0.1728 0.5439 0.0790
-6.750 0.6125 0.07102 0.06352 -0.1710 0.5418 0.0800
-6.500 0.5969 0.06945 0.06198 -0.1688 0.5398 0.0810
-6.250 0.5749 0.06807 0.06061 -0.1651 0.5381 0.0822
-6.000 0.5448 0.06707 0.05960 -0.1595 0.5365 0.0831
-5.750 0.5038 0.06625 0.05869 -0.1530 0.5351 0.0841
-5.500 0.4668 0.06582 0.05829 -0.1448 0.5332 0.0843
-5.250 0.4507 0.06482 0.05741 -0.1388 0.5305 0.0846
-5.000 0.4429 0.06372 0.05642 -0.1340 0.5279 0.0851
-4.750 0.4311 0.06279 0.05556 -0.1285 0.5253 0.0856
-4.500 0.4174 0.06188 0.05467 -0.1228 0.5229 0.0863
-4.250 0.4070 0.06083 0.05361 -0.1176 0.5205 0.0872
-4.000 0.4003 0.05961 0.05230 -0.1132 0.5182 0.0891
-3.750 0.3740 0.05876 0.05113 -0.1057 0.5166 0.0930
-3.500 0.3932 0.05661 0.04896 -0.1056 0.5146 0.0943
-3.250 0.3668 0.05644 0.04888 -0.0971 0.5121 0.0946
-3.000 0.3253 0.05702 0.04962 -0.0862 0.5086 0.0945
-2.750 0.2934 0.05744 0.05013 -0.0774 0.5050 0.0946
-2.500 0.2757 0.05733 0.05005 -0.0709 0.5018 0.0954
-2.250 0.2717 0.05663 0.04927 -0.0666 0.4991 0.0969
-2.000 0.2651 0.05601 0.04834 -0.0614 0.4969 0.1029
-1.750 0.2858 0.05389 0.04615 -0.0607 0.4951 0.1051
-1.500 0.1275 0.06432 0.05732 -0.0383 0.4824 0.0949
-1.250 0.1161 0.06463 0.05759 -0.0338 0.4783 0.0960
-1.000 0.1217 0.06345 0.05606 -0.0302 0.4763 0.1031
-0.750 0.1407 0.06126 0.05379 -0.0287 0.4750 0.1049
-0.250 0.1748 0.05527 0.04657 -0.0203 0.4724 0.0578
3.250 -0.0061 0.08046 0.07055 0.0309 0.3845 0.0530
3.750 0.0009 0.08337 0.07327 0.0333 0.3747 0.0528
4.250 0.0554 0.08263 0.07213 0.0324 0.3721 0.0526
4.500 0.0884 0.08214 0.07142 0.0311 0.3713 0.0526
5.000 0.0792 0.08817 0.07736 0.0325 0.3584 0.0529
5.500 0.1312 0.08939 0.07849 0.0293 0.3550 0.0553
6.500 0.2057 0.09630 0.08516 0.0228 0.3416 0.0580
6.750 0.2428 0.09685 0.08571 0.0193 0.3407 0.0589
7.250 0.2291 0.10552 0.09451 0.0184 0.3287 0.0594
7.500 0.2644 0.10653 0.09555 0.0148 0.3275 0.0612
7.750 0.3059 0.10763 0.09663 0.0099 0.3264 0.0645
8.000 0.3533 0.10908 0.09808 0.0035 0.3256 0.0676
8.500 0.3353 0.11942 0.10853 0.0017 0.3142 0.0689
8.750 0.3693 0.12127 0.11033 -0.0026 0.3129 0.0715
9.000 0.4031 0.12233 0.11133 -0.0058 0.3118 0.0740
9.250 0.4350 0.12355 0.11252 -0.0088 0.3110 0.0828
9.750 0.4137 0.13383 0.12291 -0.0101 0.3010 0.0852
10.000 0.4331 0.13589 0.12496 -0.0120 0.2996 0.0914
10.250 0.4577 0.13757 0.12670 -0.0143 0.2983 0.1115
10.750 0.6204 0.14905 0.14009 -0.0458 0.2963 1.0000
11.250 0.5948 0.15983 0.15098 -0.0467 0.2878 1.0000
11.500 0.6038 0.16194 0.15304 -0.0470 0.2863 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)