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

Polar data table (+)

Polar graphs


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