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

Polar data table (+)

Polar graphs


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