GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 49.08 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 0.5019 0.11567 0.11099 -0.1677 0.5174 0.0224
-14.000 0.5042 0.11285 0.10818 -0.1690 0.5164 0.0231
-13.750 0.5066 0.11052 0.10586 -0.1703 0.5152 0.0231
-13.500 0.5106 0.10824 0.10359 -0.1713 0.5139 0.0232
-13.250 0.5135 0.10591 0.10127 -0.1724 0.5121 0.0232
-13.000 0.5179 0.10353 0.09890 -0.1733 0.5107 0.0232
-12.750 0.5248 0.10121 0.09656 -0.1740 0.5084 0.0232
-12.500 0.5404 0.09888 0.09423 -0.1739 0.5068 0.0234
-12.250 0.5495 0.09692 0.09226 -0.1743 0.5048 0.0234
-12.000 0.5590 0.09511 0.09043 -0.1746 0.5022 0.0235
-11.750 0.5680 0.09337 0.08868 -0.1750 0.5000 0.0236
-11.500 0.5775 0.09171 0.08701 -0.1753 0.4979 0.0238
-11.250 0.5854 0.08991 0.08524 -0.1757 0.4972 0.0240
-11.000 0.5932 0.08814 0.08349 -0.1761 0.4965 0.0243
-10.750 0.5992 0.08613 0.08150 -0.1765 0.4952 0.0245
-10.500 0.6055 0.08425 0.07964 -0.1768 0.4941 0.0246
-10.250 0.6114 0.08237 0.07777 -0.1771 0.4924 0.0246
-10.000 0.6164 0.08039 0.07581 -0.1773 0.4914 0.0247
-9.750 0.6203 0.07839 0.07381 -0.1775 0.4896 0.0257
-9.500 0.6040 0.07461 0.07007 -0.1793 0.4888 0.0267
-9.250 0.6014 0.07195 0.06744 -0.1798 0.4876 0.0267
-9.000 0.6001 0.06962 0.06511 -0.1799 0.4856 0.0268
-8.750 0.5990 0.06735 0.06285 -0.1799 0.4840 0.0268
-8.500 0.5971 0.06503 0.06055 -0.1789 0.4826 0.0269
-8.250 0.5970 0.06326 0.05878 -0.1783 0.4799 0.0270
-8.000 0.5979 0.06163 0.05718 -0.1775 0.4785 0.0271
-7.750 0.5969 0.05992 0.05550 -0.1767 0.4779 0.0272
-7.500 0.5843 0.05738 0.05302 -0.1765 0.4770 0.0271
-7.250 0.5739 0.05556 0.05125 -0.1757 0.4765 0.0273
-7.000 0.5537 0.05368 0.04939 -0.1727 0.4755 0.0273
-6.750 0.5298 0.05229 0.04803 -0.1675 0.4746 0.0274
-6.500 0.4950 0.05114 0.04692 -0.1595 0.4739 0.0273
-6.250 0.4753 0.04974 0.04552 -0.1537 0.4728 0.0274
-6.000 0.4582 0.04834 0.04413 -0.1481 0.4717 0.0275
-5.750 0.4465 0.04706 0.04284 -0.1431 0.4707 0.0276
-5.500 0.4352 0.04563 0.04139 -0.1381 0.4694 0.0277
-5.250 0.4252 0.04431 0.04004 -0.1330 0.4681 0.0278
-5.000 0.4176 0.04310 0.03880 -0.1280 0.4665 0.0280
-4.750 0.4102 0.04173 0.03737 -0.1230 0.4647 0.0282
-4.500 0.4033 0.04030 0.03588 -0.1180 0.4630 0.0283
-4.250 0.3985 0.03897 0.03448 -0.1131 0.4608 0.0286
-4.000 0.3571 0.03361 0.02865 -0.1000 0.4600 0.0307
-3.750 0.3558 0.03234 0.02733 -0.0951 0.4594 0.0307
-3.500 0.3587 0.03140 0.02638 -0.0912 0.4584 0.0308
-3.250 0.3633 0.03059 0.02554 -0.0874 0.4573 0.0309
-3.000 0.3681 0.02997 0.02489 -0.0837 0.4559 0.0311
-2.750 0.3721 0.02914 0.02400 -0.0795 0.4544 0.0311
-2.500 0.3787 0.02854 0.02336 -0.0760 0.4530 0.0313
-2.250 0.3840 0.02796 0.02273 -0.0721 0.4513 0.0315
-2.000 0.3917 0.02758 0.02231 -0.0687 0.4496 0.0321
-1.750 0.3954 0.02688 0.02151 -0.0643 0.4479 0.0322
-1.500 0.3939 0.02590 0.02009 -0.0569 0.4462 0.0344
-1.250 0.3984 0.02541 0.01946 -0.0525 0.4439 0.0345
-1.000 0.3974 0.02375 0.01768 -0.0474 0.4418 0.0348
-0.750 0.4065 0.02314 0.01705 -0.0441 0.4408 0.0350
-0.500 0.4164 0.02269 0.01657 -0.0409 0.4395 0.0351
-0.250 0.4271 0.02237 0.01623 -0.0380 0.4379 0.0353
0.000 0.4388 0.02208 0.01591 -0.0352 0.4360 0.0356
0.250 0.4505 0.02186 0.01565 -0.0325 0.4339 0.0359
0.500 0.4602 0.02159 0.01530 -0.0293 0.4318 0.0365
0.750 0.4710 0.02129 0.01491 -0.0262 0.4296 0.0370
1.000 0.4770 0.02180 0.01507 -0.0215 0.4266 0.0387
1.250 0.5056 0.01958 0.01272 -0.0218 0.4243 0.0355
1.500 0.5244 0.01946 0.01260 -0.0206 0.4226 0.0361
1.750 0.5331 0.02003 0.01326 -0.0178 0.4208 0.0401
2.000 0.6208 0.01774 0.01061 -0.0293 0.4176 0.0328
2.250 0.6489 0.01775 0.01058 -0.0301 0.4149 0.0334
2.500 0.6772 0.01782 0.01061 -0.0311 0.4120 0.0338
2.750 0.7002 0.01806 0.01080 -0.0312 0.4082 0.0341
3.000 0.7273 0.01819 0.01093 -0.0319 0.4063 0.0345
3.250 0.7679 0.01811 0.01091 -0.0355 0.4035 0.0359
3.500 0.8029 0.01826 0.01107 -0.0380 0.4004 0.0366
3.750 0.8313 0.01854 0.01133 -0.0394 0.3968 0.0370
4.000 0.8495 0.01909 0.01183 -0.0390 0.3924 0.0382
4.250 0.8748 0.01934 0.01210 -0.0396 0.3902 0.0387
4.500 0.9012 0.01958 0.01237 -0.0405 0.3868 0.0406
4.750 0.9214 0.02001 0.01280 -0.0404 0.3833 0.0407
5.000 0.9360 0.02069 0.01346 -0.0395 0.3793 0.0421
5.250 0.9511 0.02134 0.01410 -0.0387 0.3756 0.0431
5.500 0.9730 0.02176 0.01456 -0.0390 0.3729 0.0455
5.750 0.9898 0.02237 0.01517 -0.0385 0.3695 0.0467
6.000 1.0048 0.02309 0.01589 -0.0378 0.3660 0.0490
6.250 1.0125 0.02421 0.01699 -0.0364 0.3614 0.0518
6.500 1.0311 0.02478 0.01759 -0.0362 0.3588 0.0541
6.750 1.0475 0.02549 0.01833 -0.0359 0.3562 0.0608
7.000 1.0604 0.02639 0.01925 -0.0352 0.3527 0.0680
7.250 1.3670 0.02785 0.02272 -0.0952 0.3434 1.0000
7.500 1.3793 0.02878 0.02365 -0.0943 0.3408 1.0000
7.750 1.3865 0.03007 0.02493 -0.0930 0.3378 1.0000
8.000 1.3930 0.03140 0.02626 -0.0916 0.3350 1.0000
8.250 1.3919 0.03331 0.02815 -0.0896 0.3311 1.0000
8.500 1.4047 0.03428 0.02914 -0.0889 0.3289 1.0000
8.750 1.4149 0.03546 0.03034 -0.0881 0.3270 1.0000
9.000 1.4224 0.03683 0.03172 -0.0871 0.3247 1.0000
9.250 1.4263 0.03847 0.03336 -0.0858 0.3215 1.0000
9.500 1.4252 0.04055 0.03544 -0.0842 0.3186 1.0000
9.750 1.4291 0.04225 0.03714 -0.0830 0.3157 1.0000
10.000 1.4370 0.04371 0.03863 -0.0822 0.3144 1.0000
10.250 1.4468 0.04503 0.03998 -0.0817 0.3127 1.0000
10.500 1.4539 0.04654 0.04151 -0.0809 0.3107 1.0000
10.750 1.4569 0.04845 0.04345 -0.0799 0.3086 1.0000
11.000 1.4601 0.05032 0.04532 -0.0790 0.3065 1.0000
11.250 1.4542 0.05303 0.04802 -0.0776 0.3028 1.0000
11.500 1.4622 0.05450 0.04951 -0.0770 0.3014 1.0000
11.750 1.4686 0.05623 0.05129 -0.0765 0.3001 1.0000
12.000 1.4738 0.05806 0.05316 -0.0759 0.2981 1.0000
12.250 1.4812 0.05966 0.05479 -0.0755 0.2967 1.0000
12.500 1.4831 0.06179 0.05695 -0.0748 0.2948 1.0000
12.750 1.4845 0.06398 0.05914 -0.0741 0.2925 1.0000
13.000 1.4835 0.06637 0.06153 -0.0733 0.2897 1.0000
13.250 1.4881 0.06820 0.06335 -0.0728 0.2874 1.0000
13.500 1.4963 0.06978 0.06498 -0.0726 0.2868 1.0000
13.750 1.5018 0.07163 0.06688 -0.0723 0.2852 1.0000
14.000 1.5048 0.07373 0.06902 -0.0719 0.2837 1.0000
14.250 1.5103 0.07559 0.07092 -0.0716 0.2823 1.0000
14.500 1.5152 0.07749 0.07283 -0.0714 0.2804 1.0000
14.750 1.5200 0.07938 0.07473 -0.0711 0.2788 1.0000
15.000 1.5203 0.08173 0.07709 -0.0707 0.2767 1.0000
15.250 1.5304 0.08297 0.07830 -0.0706 0.2743 1.0000
15.500 1.5366 0.08475 0.08013 -0.0705 0.2733 1.0000
15.750 1.5434 0.08649 0.08191 -0.0705 0.2724 1.0000
16.000 1.5488 0.08836 0.08383 -0.0704 0.2712 1.0000
16.250 1.5486 0.09084 0.08637 -0.0702 0.2695 1.0000
16.500 1.5541 0.09271 0.08826 -0.0701 0.2680 1.0000
16.750 1.5597 0.09454 0.09011 -0.0701 0.2663 1.0000
17.000 1.5661 0.09625 0.09183 -0.0702 0.2649 1.0000
17.250 1.5704 0.09816 0.09374 -0.0702 0.2628 1.0000
17.500 1.5847 0.09890 0.09446 -0.0704 0.2609 1.0000
17.750 1.5811 0.10181 0.09745 -0.0703 0.2595 1.0000
18.000 1.5898 0.10325 0.09893 -0.0705 0.2590 1.0000
18.250 1.5910 0.10558 0.10132 -0.0706 0.2572 1.0000
18.500 1.5888 0.10830 0.10410 -0.0706 0.2554 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)