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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)