GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.26 at α=-13.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.250 0.0448 0.20783 0.20172 -0.0765 0.9344 0.0920
-18.000 0.0659 0.20480 0.19867 -0.0821 0.9243 0.0940
-17.750 0.0827 0.20399 0.19783 -0.0894 0.9180 0.0952
-17.500 0.1144 0.19702 0.19085 -0.0935 0.9075 0.0965
-17.250 0.1502 0.19134 0.18514 -0.1000 0.9017 0.0992
-17.000 0.1697 0.18816 0.18194 -0.1041 0.8926 0.1019
-16.750 0.1883 0.18574 0.17948 -0.1096 0.8859 0.1042
-16.500 0.2030 0.18501 0.17870 -0.1165 0.8823 0.1051
-16.250 0.2346 0.17753 0.17122 -0.1186 0.8714 0.1069
-16.000 0.2686 0.17224 0.16587 -0.1247 0.8662 0.1097
-15.750 0.3033 0.16742 0.16097 -0.1324 0.8630 0.1131
-15.250 0.3088 0.16769 0.16120 -0.1382 0.8461 0.1160
-15.000 0.3758 0.15636 0.14975 -0.1476 0.8433 0.1196
-14.750 0.3798 0.15535 0.14875 -0.1470 0.8329 0.1219
-14.500 0.3968 0.15299 0.14635 -0.1510 0.8267 0.1257
-14.250 0.3996 0.15392 0.14722 -0.1566 0.8228 0.1283
-14.000 0.4207 0.14893 0.14224 -0.1564 0.8141 0.1304
-13.750 0.4355 0.14631 0.13961 -0.1569 0.8062 0.1335
-13.500 0.4626 0.14286 0.13607 -0.1626 0.8022 0.1386
-13.250 0.4667 0.14329 0.13642 -0.1682 0.7991 0.1419
-13.000 0.4129 0.14816 0.14155 -0.1519 0.7854 0.1412
-12.750 0.3957 0.15066 0.14407 -0.1525 0.7812 0.1422
-12.500 0.3216 0.15780 0.15153 -0.1288 0.7666 0.1401
-12.250 0.2981 0.16045 0.15425 -0.1253 0.7611 0.1413
-12.000 0.2779 0.16305 0.15687 -0.1256 0.7580 0.1422
-11.750 0.1737 0.17566 0.16990 -0.0982 0.7461 0.1363
-11.500 0.1438 0.17890 0.17323 -0.0929 0.7422 0.1375
-11.250 0.1244 0.18080 0.17520 -0.0899 0.7397 0.1388
-11.000 0.0982 0.18355 0.17803 -0.0861 0.7386 0.1398
-10.750 0.0748 0.18591 0.18047 -0.0833 0.7375 0.1408
-10.500 0.0390 0.18947 0.18415 -0.0778 0.7386 0.1409
-10.250 -0.0024 0.19360 0.18844 -0.0705 0.7450 0.1400
-10.000 -0.0531 0.19940 0.19445 -0.0628 0.7721 0.1379
-9.250 -0.1780 0.20984 0.20538 -0.0455 0.8603 0.1354
-9.000 -0.1938 0.20783 0.20342 -0.0425 0.8492 0.1374
-8.750 -0.1976 0.20821 0.20379 -0.0452 0.8437 0.1408
-8.500 -0.2151 0.21089 0.20648 -0.0489 0.8411 0.1421
-8.250 -0.2523 0.20920 0.20487 -0.0438 0.8310 0.1423
-8.000 -0.1954 0.20330 0.19895 -0.0447 0.8227 0.1461
-7.750 -0.1869 0.20296 0.19860 -0.0455 0.8192 0.1499
-7.500 -0.2082 0.20055 0.19625 -0.0415 0.8069 0.1510
-7.250 -0.2137 0.20044 0.19615 -0.0437 0.8018 0.1557
-7.000 -0.2430 0.20258 0.19830 -0.0468 0.7994 0.1576
-6.750 -0.2806 0.20032 0.19611 -0.0411 0.7891 0.1576
-6.500 -0.2283 0.19549 0.19128 -0.0414 0.7810 0.1616
-6.250 -0.2047 0.19561 0.19137 -0.0441 0.7777 0.1678
-6.000 -0.2430 0.19269 0.18852 -0.0376 0.7661 0.1676
-5.750 -0.2569 0.19182 0.18767 -0.0382 0.7604 0.1723
-5.500 -0.2955 0.19208 0.18794 -0.0394 0.7575 0.1744
-5.250 -0.3033 0.19050 0.18639 -0.0392 0.7550 0.1763
-5.000 -0.3000 0.18648 0.18243 -0.0339 0.7422 0.1785
-4.750 -0.2794 0.18519 0.18113 -0.0342 0.7363 0.1849
-4.500 -0.2973 0.18491 0.18084 -0.0348 0.7339 0.1906
-4.250 -0.3376 0.18214 0.17814 -0.0284 0.7256 0.1901
-4.000 -0.3767 0.18048 0.17647 -0.0254 0.7191 0.1921
-3.500 -0.3512 0.17718 0.17317 -0.0256 0.7111 0.2036
-3.250 -0.3878 0.17436 0.17040 -0.0202 0.7054 0.2044
-3.000 -0.4072 0.17191 0.16794 -0.0180 0.6973 0.2091
-2.750 -0.4423 0.16998 0.16578 -0.0190 0.6928 0.2158
-2.500 -0.4011 0.16829 0.16425 -0.0174 0.6887 0.2241
-2.250 -0.4192 0.16667 0.16262 -0.0145 0.6850 0.2301
-2.000 -0.4613 0.16442 0.16012 -0.0130 0.6771 0.2379
-1.750 -0.4443 0.16083 0.15674 -0.0098 0.6709 0.2434
-1.500 -0.4495 0.16090 0.15653 -0.0104 0.6672 0.2618
-1.250 -0.4187 0.16017 0.15600 -0.0085 0.6648 0.2760
-1.000 -0.4579 0.15576 0.15163 -0.0025 0.6566 0.2768
-0.750 -0.4631 0.15338 0.14919 -0.0005 0.6501 0.2912
-0.500 -0.4593 0.15233 0.14806 0.0014 0.6458 0.3146
-0.250 -0.4470 0.15207 0.14782 0.0040 0.6433 0.3421
0.000 -0.4680 0.14919 0.14502 0.0090 0.6388 0.3471
0.250 -0.4807 0.14675 0.14259 0.0136 0.6313 0.3704
0.500 -0.4796 0.14525 0.14115 0.0183 0.6263 0.4010
0.750 0.1324 0.17121 0.16747 -0.0431 0.6046 1.0000
1.000 0.1442 0.17149 0.16771 -0.0443 0.6019 1.0000
1.250 0.1620 0.17320 0.16938 -0.0464 0.6003 1.0000
1.500 0.1174 0.16960 0.16589 -0.0404 0.5915 1.0000
1.750 0.1148 0.16870 0.16499 -0.0393 0.5863 0.9991
2.000 0.0045 0.16516 0.16156 -0.0140 0.5850 0.9561
2.250 -0.5143 0.13602 0.13210 0.0590 0.5999 0.6248
2.500 -0.5455 0.13143 0.12753 0.0643 0.5928 0.6246
2.750 -0.5469 0.12903 0.12518 0.0693 0.5869 0.6446
3.000 -0.5454 0.12773 0.12375 0.0730 0.5832 0.6567
3.250 -0.5296 0.12771 0.12364 0.0753 0.5806 0.6718
3.500 -0.5346 0.12651 0.12231 0.0779 0.5782 0.6730
3.750 -0.5451 0.12378 0.11952 0.0807 0.5716 0.6712
4.000 -0.5315 0.12318 0.11873 0.0806 0.5660 0.6664
4.250 -0.4943 0.12439 0.11952 0.0753 0.5621 0.6433
4.500 -0.3648 0.13390 0.12731 0.0462 0.5588 0.4663
4.750 -0.3810 0.12963 0.12293 0.0482 0.5519 0.4493
5.000 -0.3267 0.13191 0.12428 0.0404 0.5455 0.3557
5.250 -0.2739 0.13463 0.12603 0.0359 0.5416 0.2810
5.500 -0.2240 0.13858 0.12919 0.0329 0.5394 0.2348
5.750 -0.2173 0.13772 0.12824 0.0328 0.5370 0.2252
6.000 -0.2145 0.13645 0.12659 0.0345 0.5304 0.2121
6.250 -0.1872 0.13746 0.12719 0.0333 0.5258 0.1961
6.500 -0.1480 0.13968 0.12921 0.0298 0.5216 0.1865
6.750 -0.1110 0.14393 0.13286 0.0287 0.5193 0.1751
7.000 -0.0691 0.14729 0.13613 0.0222 0.5176 0.1714
7.250 -0.0745 0.14422 0.13303 0.0223 0.5127 0.1712
7.500 -0.0361 0.14639 0.13504 0.0160 0.5071 0.1698
7.750 0.0305 0.15121 0.13964 0.0042 0.5026 0.1692
8.000 0.1033 0.15806 0.14631 -0.0076 0.4997 0.1682
8.250 0.1723 0.16750 0.15560 -0.0172 0.4982 0.1694
8.500 0.1462 0.16148 0.14962 -0.0148 0.4946 0.1696
8.750 0.1662 0.16284 0.15093 -0.0176 0.4898 0.1720
9.000 0.1984 0.16574 0.15383 -0.0221 0.4859 0.1792
9.250 0.2328 0.16923 0.15731 -0.0264 0.4828 0.1865
9.500 0.2684 0.17369 0.16169 -0.0300 0.4806 0.1954
9.750 0.3152 0.18094 0.16918 -0.0355 0.4790 0.2324
10.000 0.3721 0.18722 0.17735 -0.0525 0.4762 1.0000
10.250 0.3770 0.18761 0.17753 -0.0520 0.4720 1.0000
10.500 0.3894 0.18917 0.17884 -0.0519 0.4685 1.0000
10.750 0.4049 0.19118 0.18057 -0.0520 0.4654 1.0000
11.000 0.4226 0.19369 0.18282 -0.0522 0.4631 1.0000
11.250 0.4430 0.19714 0.18607 -0.0528 0.4615 1.0000
11.500 0.4690 0.20294 0.19165 -0.0538 0.4602 1.0000
11.750 0.4624 0.20122 0.18987 -0.0533 0.4588 1.0000
12.000 0.4608 0.20022 0.18881 -0.0531 0.4549 1.0000
12.250 0.4710 0.20151 0.19001 -0.0533 0.4513 1.0000
12.500 0.4845 0.20333 0.19172 -0.0537 0.4481 1.0000
12.750 0.5001 0.20559 0.19387 -0.0542 0.4458 1.0000
13.000 0.5181 0.20859 0.19677 -0.0548 0.4440 1.0000
13.250 0.5396 0.21315 0.20123 -0.0557 0.4427 1.0000
13.500 0.5530 0.21650 0.20449 -0.0563 0.4418 1.0000
13.750 0.5439 0.21334 0.20134 -0.0560 0.4396 1.0000
14.000 0.5494 0.21375 0.20170 -0.0564 0.4359 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)