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

Polar data table (+)

Polar graphs


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