GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.74 at α=-8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.750 0.2043 0.17686 0.16973 -0.1068 0.8576 0.0739
-17.500 0.2294 0.17312 0.16588 -0.1128 0.8489 0.0756
-17.250 0.2454 0.17061 0.16329 -0.1169 0.8359 0.0765
-17.000 0.2642 0.16808 0.16065 -0.1224 0.8259 0.0769
-16.750 0.2933 0.16290 0.15538 -0.1267 0.8134 0.0781
-16.500 0.3174 0.15920 0.15156 -0.1311 0.8014 0.0798
-16.250 0.3419 0.15576 0.14796 -0.1364 0.7913 0.0817
-16.000 0.3560 0.15356 0.14566 -0.1398 0.7797 0.0834
-15.750 0.3666 0.15221 0.14417 -0.1443 0.7710 0.0844
-15.500 0.3909 0.14770 0.13956 -0.1464 0.7595 0.0858
-15.250 0.4119 0.14451 0.13623 -0.1498 0.7505 0.0880
-15.000 0.4253 0.14231 0.13394 -0.1521 0.7415 0.0898
-14.750 0.4347 0.14063 0.13219 -0.1545 0.7333 0.0916
-14.500 0.4430 0.13939 0.13082 -0.1580 0.7272 0.0925
-14.250 0.4574 0.13640 0.12782 -0.1592 0.7188 0.0933
-14.000 0.4761 0.13321 0.12457 -0.1608 0.7111 0.0952
-13.750 0.4941 0.13061 0.12184 -0.1637 0.7050 0.0973
-13.500 0.5005 0.12909 0.12031 -0.1647 0.6982 0.0997
-13.250 0.5020 0.12825 0.11949 -0.1657 0.6918 0.1012
-13.000 0.4992 0.12793 0.11914 -0.1674 0.6865 0.1020
-12.750 0.5325 0.12295 0.11404 -0.1700 0.6812 0.1039
-12.500 0.5405 0.12116 0.11229 -0.1696 0.6751 0.1062
-12.250 0.5456 0.11976 0.11093 -0.1699 0.6695 0.1090
-12.000 0.5425 0.11930 0.11049 -0.1708 0.6653 0.1117
-11.750 0.5536 0.11682 0.10797 -0.1721 0.6613 0.1137
-11.500 0.5716 0.11417 0.10527 -0.1729 0.6568 0.1163
-11.250 0.5720 0.11313 0.10432 -0.1714 0.6517 0.1189
-11.000 0.5633 0.11290 0.10416 -0.1706 0.6474 0.1229
-10.750 0.5477 0.11328 0.10460 -0.1703 0.6437 0.1241
-10.500 0.5758 0.10914 0.10039 -0.1711 0.6398 0.1263
-10.250 0.5913 0.10687 0.09805 -0.1716 0.6365 0.1294
-10.000 0.5835 0.10640 0.09773 -0.1686 0.6320 0.1323
-9.750 0.5697 0.10642 0.09787 -0.1664 0.6281 0.1356
-9.500 0.5421 0.10732 0.09888 -0.1643 0.6248 0.1372
-9.250 0.5668 0.10359 0.09512 -0.1640 0.6213 0.1397
-9.000 0.5819 0.10142 0.09289 -0.1641 0.6183 0.1434
-8.750 0.5774 0.10062 0.09213 -0.1623 0.6151 0.1473
-8.500 0.5458 0.10169 0.09343 -0.1569 0.6109 0.1501
-8.250 0.5055 0.10314 0.09508 -0.1518 0.6073 0.1515
-8.000 0.5002 0.10171 0.09374 -0.1490 0.6038 0.1530
-7.750 0.5288 0.09868 0.09064 -0.1486 0.6007 0.1571
-7.500 0.5285 0.09735 0.08930 -0.1475 0.5982 0.1625
-7.250 0.4894 0.09824 0.09032 -0.1431 0.5956 0.1666
-7.000 0.4499 0.10037 0.09277 -0.1313 0.5896 0.1643
-6.750 0.4081 0.10206 0.09467 -0.1225 0.5849 0.1639
-6.500 0.3659 0.10320 0.09595 -0.1151 0.5812 0.1649
-6.250 0.1727 0.11747 0.11085 -0.0880 0.5694 0.1514
-6.000 0.1348 0.12010 0.11364 -0.0808 0.5624 0.1510
-5.750 0.0915 0.12088 0.11446 -0.0758 0.5588 0.1514
-5.500 0.0656 0.12639 0.12025 -0.0684 0.5474 0.1483
-5.250 0.0259 0.12781 0.12176 -0.0634 0.5418 0.1486
-5.000 -0.0153 0.12769 0.12162 -0.0599 0.5387 0.1505
-4.750 -0.0629 0.12726 0.12105 -0.0574 0.5365 0.1520
-4.500 -0.0900 0.13144 0.12554 -0.0506 0.5260 0.1505
-4.250 -0.1362 0.13204 0.12603 -0.0477 0.5215 0.1518
-4.000 -0.1198 0.12834 0.12244 -0.0459 0.5186 0.1539
-3.750 -0.1092 0.12575 0.11986 -0.0440 0.5164 0.1576
-3.500 -0.1117 0.12333 0.11734 -0.0426 0.5147 0.1638
-3.250 -0.1663 0.12798 0.12219 -0.0365 0.5040 0.1589
-3.000 -0.2026 0.12865 0.12250 -0.0348 0.5001 0.1682
-2.750 -0.1893 0.12459 0.11860 -0.0328 0.4974 0.1705
-2.500 -0.1794 0.12211 0.11614 -0.0308 0.4953 0.1744
-2.250 -0.1836 0.12012 0.11388 -0.0295 0.4936 0.1876
-2.000 -0.2294 0.12441 0.11820 -0.0249 0.4840 0.1868
-1.750 -0.2278 0.12202 0.11594 -0.0224 0.4799 0.1893
-1.500 -0.2216 0.12012 0.11404 -0.0202 0.4770 0.1942
-1.250 -0.2207 0.11820 0.11197 -0.0179 0.4750 0.2100
-0.750 -0.2454 0.11893 0.11273 -0.0120 0.4647 0.2169
1.000 -0.2090 0.11081 0.10245 0.0024 0.4402 0.1104
1.250 -0.1936 0.10897 0.10028 0.0049 0.4380 0.0984
1.500 -0.1739 0.10711 0.09796 0.0076 0.4363 0.0902
1.750 -0.1964 0.10951 0.10038 0.0106 0.4302 0.0899
2.000 -0.1956 0.10977 0.10048 0.0131 0.4266 0.0878
2.250 -0.1836 0.10917 0.09943 0.0158 0.4235 0.0834
2.500 -0.1680 0.10855 0.09861 0.0175 0.4212 0.0820
2.750 -0.1469 0.10769 0.09743 0.0191 0.4194 0.0802
3.000 -0.1619 0.10965 0.09936 0.0215 0.4138 0.0798
3.250 -0.1581 0.11033 0.09979 0.0235 0.4106 0.0785
3.500 -0.1456 0.11079 0.09982 0.0253 0.4078 0.0769
3.750 -0.1276 0.11082 0.09965 0.0260 0.4055 0.0773
4.000 -0.1015 0.11069 0.09927 0.0261 0.4034 0.0775
4.250 -0.1054 0.11227 0.10083 0.0273 0.3988 0.0782
4.500 -0.1002 0.11358 0.10203 0.0280 0.3953 0.0786
4.750 -0.0864 0.11466 0.10295 0.0280 0.3928 0.0786
5.000 -0.0657 0.11554 0.10366 0.0273 0.3905 0.0795
5.250 -0.0388 0.11634 0.10423 0.0261 0.3885 0.0794
5.500 -0.0006 0.11688 0.10450 0.0238 0.3867 0.0792
5.750 -0.0130 0.11951 0.10715 0.0244 0.3815 0.0794
6.000 0.0069 0.12145 0.10896 0.0221 0.3787 0.0793
6.250 0.0400 0.12360 0.11097 0.0175 0.3762 0.0799
6.500 0.0909 0.12632 0.11350 0.0095 0.3739 0.0816
6.750 0.1429 0.12867 0.11566 0.0025 0.3719 0.0849
7.000 0.1564 0.13168 0.11871 -0.0008 0.3684 0.0868
7.250 0.1717 0.13439 0.12140 -0.0036 0.3649 0.0877
7.500 0.1958 0.13694 0.12391 -0.0069 0.3626 0.0894
7.750 0.2185 0.13936 0.12626 -0.0096 0.3610 0.0909
8.000 0.2413 0.14164 0.12846 -0.0120 0.3595 0.0928
8.250 0.2716 0.14372 0.13053 -0.0152 0.3576 0.0970
8.500 0.3033 0.14571 0.13242 -0.0180 0.3562 0.1029
8.750 0.3052 0.14861 0.13536 -0.0193 0.3533 0.1053
9.000 0.3151 0.15116 0.13789 -0.0209 0.3505 0.1076
9.250 0.3305 0.15374 0.14045 -0.0228 0.3493 0.1136
9.500 0.3460 0.15625 0.14297 -0.0247 0.3483 0.1217
9.750 0.3622 0.15871 0.14548 -0.0266 0.3473 0.1337
10.250 0.4683 0.17077 0.15942 -0.0467 0.3433 1.0000
10.500 0.4837 0.17244 0.16090 -0.0469 0.3420 1.0000
10.750 0.5027 0.17399 0.16225 -0.0470 0.3408 1.0000
11.000 0.5038 0.17659 0.16478 -0.0473 0.3396 1.0000
11.250 0.5090 0.17903 0.16715 -0.0476 0.3390 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)