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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 28.72 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe561-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe561-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750   0.5441   0.12147   0.11532  -0.1808   0.6498   0.0420
 -14.500   0.5516   0.11954   0.11329  -0.1831   0.6446   0.0429
 -14.250   0.5469   0.11873   0.11246  -0.1855   0.6402   0.0432
 -14.000   0.5663   0.11532   0.10905  -0.1855   0.6338   0.0435
 -13.750   0.5796   0.11301   0.10670  -0.1862   0.6285   0.0438
 -13.500   0.5927   0.11082   0.10443  -0.1876   0.6240   0.0442
 -13.250   0.6059   0.10869   0.10223  -0.1892   0.6197   0.0448
 -13.000   0.6139   0.10681   0.10038  -0.1897   0.6153   0.0453
 -12.750   0.6221   0.10493   0.09850  -0.1904   0.6110   0.0458
 -12.500   0.6299   0.10301   0.09655  -0.1913   0.6073   0.0467
 -12.250   0.6368   0.10116   0.09465  -0.1928   0.6042   0.0474
 -12.000   0.6347   0.09978   0.09321  -0.1953   0.6016   0.0479
 -11.750   0.6371   0.09793   0.09137  -0.1971   0.5990   0.0480
 -11.500   0.6608   0.09499   0.08845  -0.1962   0.5951   0.0487
 -11.250   0.6704   0.09314   0.08661  -0.1964   0.5917   0.0491
 -11.000   0.6792   0.09138   0.08484  -0.1967   0.5884   0.0496
 -10.750   0.6874   0.08956   0.08301  -0.1973   0.5857   0.0505
 -10.500   0.6957   0.08769   0.08109  -0.1983   0.5832   0.0514
 -10.250   0.7060   0.08585   0.07919  -0.2000   0.5806   0.0519
 -10.000   0.6903   0.08438   0.07775  -0.2023   0.5790   0.0531
  -9.750   0.7021   0.08217   0.07561  -0.2012   0.5765   0.0535
  -9.500   0.7129   0.08046   0.07394  -0.2005   0.5737   0.0539
  -9.250   0.7207   0.07881   0.07232  -0.2000   0.5710   0.0547
  -9.000   0.7259   0.07721   0.07073  -0.1997   0.5683   0.0555
  -8.750   0.7293   0.07557   0.06909  -0.1995   0.5660   0.0563
  -8.500   0.7303   0.07384   0.06736  -0.1997   0.5639   0.0574
  -8.250   0.7192   0.07197   0.06551  -0.2004   0.5621   0.0584
  -8.000   0.6963   0.06934   0.06292  -0.2019   0.5606   0.0588
  -7.750   0.7198   0.06793   0.06150  -0.2005   0.5579   0.0593
  -7.500   0.7174   0.06656   0.06022  -0.1983   0.5555   0.0596
  -7.250   0.7174   0.06520   0.05893  -0.1963   0.5532   0.0605
  -7.000   0.7093   0.06362   0.05742  -0.1946   0.5508   0.0612
  -6.750   0.6943   0.06180   0.05565  -0.1931   0.5487   0.0618
  -6.500   0.6773   0.06015   0.05403  -0.1903   0.5468   0.0619
  -6.250   0.6544   0.05871   0.05261  -0.1858   0.5451   0.0629
  -6.000   0.6267   0.05776   0.05164  -0.1797   0.5434   0.0635
  -5.750   0.5678   0.05692   0.05062  -0.1697   0.5425   0.0646
  -5.500   0.5707   0.05498   0.04862  -0.1677   0.5404   0.0651
  -5.250   0.5788   0.05370   0.04735  -0.1659   0.5379   0.0654
  -5.000   0.5697   0.05282   0.04657  -0.1606   0.5358   0.0659
  -4.750   0.5607   0.05199   0.04580  -0.1553   0.5337   0.0665
  -4.500   0.5512   0.05113   0.04495  -0.1499   0.5313   0.0671
  -4.250   0.5427   0.05016   0.04395  -0.1446   0.5289   0.0685
  -4.000   0.5107   0.04938   0.04280  -0.1346   0.5273   0.0716
  -3.750   0.5196   0.04774   0.04121  -0.1325   0.5249   0.0720
  -3.500   0.5314   0.04641   0.03985  -0.1307   0.5226   0.0730
  -3.250   0.5455   0.04527   0.03858  -0.1293   0.5203   0.0750
  -3.000   0.5474   0.04439   0.03736  -0.1251   0.5182   0.0794
  -2.750   0.5298   0.04379   0.03686  -0.1172   0.5162   0.0797
  -2.500   0.5076   0.04336   0.03652  -0.1083   0.5138   0.0800
  -2.250   0.4897   0.04295   0.03617  -0.1004   0.5112   0.0807
  -2.000   0.4724   0.04332   0.03635  -0.0918   0.5086   0.0860
  -1.750   0.4632   0.04230   0.03524  -0.0855   0.5062   0.0871
  -1.500   0.4747   0.04088   0.03385  -0.0834   0.5037   0.0885
  -1.250   0.4941   0.03997   0.03280  -0.0821   0.5016   0.0924
  -1.000   0.5175   0.03879   0.03136  -0.0815   0.4994   0.0980
  -0.750   0.5095   0.03872   0.03131  -0.0755   0.4969   0.1002
  -0.500   0.4676   0.03937   0.03208  -0.0635   0.4939   0.0994
  -0.250   0.4388   0.04005   0.03283  -0.0541   0.4904   0.1000
   0.000   0.4193   0.04075   0.03331  -0.0458   0.4872   0.1062
   0.250   0.4275   0.03981   0.03239  -0.0429   0.4847   0.1082
   0.500   0.4437   0.03913   0.03149  -0.0406   0.4826   0.1181
   0.750   0.4789   0.03788   0.03002  -0.0416   0.4807   0.1306
   1.000   0.5130   0.03688   0.02889  -0.0428   0.4785   0.1454
   1.250   0.2821   0.04660   0.03937  -0.0077   0.4666   0.1080
   1.500   0.3059   0.04542   0.03798  -0.0062   0.4650   0.1183
   1.750   0.3386   0.04372   0.03611  -0.0061   0.4638   0.1310
   2.000   0.3821   0.04156   0.03382  -0.0076   0.4628   0.1464
   2.250   0.4252   0.03985   0.03201  -0.0094   0.4618   0.1687
   2.500  -0.0886   0.08345   0.07705   0.0294   0.3976   0.0830
   2.750  -0.0765   0.08254   0.07591   0.0324   0.3960   0.0885
   3.000  -0.0580   0.08147   0.07474   0.0342   0.3949   0.0918
   3.250  -0.0386   0.08012   0.07316   0.0365   0.3942   0.0978
   3.500  -0.0174   0.07919   0.07194   0.0388   0.3935   0.1063
   3.750   0.0066   0.07767   0.07045   0.0393   0.3928   0.1106
   4.000   0.0318   0.07633   0.06895   0.0404   0.3923   0.1202
   4.750   0.5476   0.04562   0.03629   0.0025   0.4250   0.0740
   5.000   0.6395   0.04299   0.03355  -0.0065   0.4251   0.0735
   6.000   1.0405   0.04580   0.03877  -0.0729   0.4113   1.0000
   6.250   1.0920   0.04399   0.03665  -0.0749   0.4105   1.0000
   6.500   1.1388   0.04269   0.03514  -0.0769   0.4095   1.0000
   6.750   1.1890   0.04140   0.03362  -0.0793   0.4083   1.0000
   7.000   0.9539   0.06141   0.05453  -0.0615   0.3915   1.0000
   7.250   1.0007   0.05931   0.05221  -0.0626   0.3916   1.0000
   7.500   1.0515   0.05696   0.04966  -0.0641   0.3918   1.0000
   7.750   1.1121   0.05393   0.04641  -0.0664   0.3921   1.0000
   8.500   0.0598   0.13091   0.12225   0.0390   0.3499   0.0785
   8.750   0.1211   0.13390   0.12540   0.0284   0.3484   0.0748
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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