GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 561 AIRFOIL (goe561-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 43.22 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe561-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe561-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 0.5555 0.10314 0.09773 -0.1722 0.5380 0.0301
-12.250 0.5506 0.10105 0.09566 -0.1740 0.5370 0.0304
-12.000 0.5479 0.09885 0.09349 -0.1754 0.5353 0.0305
-11.500 0.5741 0.09409 0.08874 -0.1755 0.5310 0.0308
-11.250 0.5838 0.09216 0.08681 -0.1759 0.5289 0.0309
-11.000 0.5945 0.09035 0.08500 -0.1762 0.5269 0.0311
-10.750 0.6032 0.08850 0.08314 -0.1767 0.5250 0.0313
-10.500 0.6113 0.08662 0.08124 -0.1774 0.5230 0.0315
-10.250 0.6201 0.08473 0.07932 -0.1784 0.5204 0.0315
-10.000 0.6309 0.08276 0.07732 -0.1798 0.5181 0.0319
-9.750 0.6355 0.08090 0.07550 -0.1798 0.5170 0.0325
-9.500 0.6392 0.07905 0.07369 -0.1797 0.5155 0.0329
-9.250 0.6424 0.07698 0.07165 -0.1802 0.5144 0.0336
-9.000 0.6212 0.07360 0.06832 -0.1827 0.5135 0.0344
-8.750 0.6132 0.07081 0.06557 -0.1838 0.5123 0.0345
-8.500 0.6152 0.06869 0.06348 -0.1830 0.5103 0.0346
-8.250 0.6200 0.06700 0.06181 -0.1821 0.5086 0.0346
-8.000 0.6277 0.06575 0.06057 -0.1804 0.5063 0.0348
-7.750 0.6300 0.06406 0.05888 -0.1798 0.5047 0.0349
-7.500 0.6299 0.06230 0.05713 -0.1794 0.5030 0.0350
-7.250 0.6350 0.06086 0.05569 -0.1790 0.5009 0.0355
-7.000 0.6322 0.05851 0.05333 -0.1806 0.4985 0.0356
-6.750 0.6131 0.05652 0.05139 -0.1786 0.4976 0.0358
-6.500 0.5885 0.05509 0.05001 -0.1735 0.4968 0.0358
-6.250 0.5571 0.05401 0.04899 -0.1662 0.4957 0.0359
-6.000 0.5317 0.05283 0.04784 -0.1596 0.4948 0.0360
-5.750 0.5126 0.05146 0.04649 -0.1538 0.4932 0.0362
-5.500 0.4972 0.05003 0.04505 -0.1485 0.4919 0.0365
-5.250 0.4855 0.04859 0.04359 -0.1436 0.4906 0.0365
-5.000 0.4734 0.04707 0.04204 -0.1384 0.4892 0.0370
-4.750 0.4209 0.04370 0.03817 -0.1251 0.4887 0.0387
-4.500 0.4194 0.04199 0.03645 -0.1210 0.4871 0.0388
-4.250 0.4228 0.04057 0.03505 -0.1178 0.4854 0.0389
-4.000 0.4270 0.03954 0.03404 -0.1147 0.4836 0.0391
-3.750 0.4312 0.03839 0.03281 -0.1112 0.4818 0.0393
-3.500 0.4451 0.03733 0.03166 -0.1098 0.4790 0.0396
-3.250 0.4441 0.03641 0.03073 -0.1050 0.4777 0.0398
-3.000 0.4435 0.03547 0.02976 -0.1003 0.4766 0.0402
-2.750 0.4426 0.03450 0.02874 -0.0953 0.4752 0.0406
-2.500 0.4246 0.03330 0.02692 -0.0847 0.4739 0.0432
-2.250 0.4302 0.03179 0.02548 -0.0814 0.4721 0.0434
-2.000 0.4368 0.03088 0.02463 -0.0782 0.4703 0.0437
-1.750 0.4425 0.03019 0.02388 -0.0745 0.4684 0.0439
-1.500 0.4478 0.02955 0.02319 -0.0706 0.4664 0.0442
-1.250 0.4551 0.02899 0.02255 -0.0670 0.4646 0.0446
-1.000 0.4664 0.02841 0.02186 -0.0641 0.4624 0.0454
-0.750 0.4774 0.02757 0.02052 -0.0596 0.4600 0.0483
-0.500 0.4800 0.02699 0.01997 -0.0552 0.4588 0.0485
-0.250 0.4842 0.02656 0.01958 -0.0513 0.4571 0.0488
0.000 0.4899 0.02621 0.01924 -0.0476 0.4552 0.0494
0.250 0.4963 0.02588 0.01886 -0.0438 0.4531 0.0501
0.500 0.4978 0.02579 0.01840 -0.0380 0.4511 0.0535
0.750 0.5097 0.02508 0.01772 -0.0355 0.4490 0.0539
1.000 0.5208 0.02465 0.01726 -0.0329 0.4469 0.0544
1.250 0.5362 0.02431 0.01684 -0.0309 0.4445 0.0555
1.500 0.5547 0.02400 0.01628 -0.0289 0.4417 0.0596
1.750 0.5617 0.02380 0.01613 -0.0257 0.4400 0.0603
2.000 0.5692 0.02373 0.01606 -0.0226 0.4377 0.0608
2.250 0.5776 0.02373 0.01594 -0.0193 0.4353 0.0657
2.500 0.5950 0.02348 0.01571 -0.0182 0.4328 0.0673
2.750 0.6061 0.02350 0.01562 -0.0157 0.4300 0.0728
3.000 0.6287 0.02334 0.01543 -0.0155 0.4273 0.0758
3.250 0.6555 0.02319 0.01521 -0.0161 0.4245 0.0830
3.500 0.7385 0.02200 0.01371 -0.0266 0.4215 0.0469
3.750 0.7636 0.02217 0.01391 -0.0275 0.4185 0.0468
4.000 0.7889 0.02237 0.01409 -0.0283 0.4156 0.0475
4.250 0.8150 0.02258 0.01426 -0.0293 0.4127 0.0481
4.500 0.8527 0.02264 0.01433 -0.0326 0.4094 0.0501
4.750 0.8773 0.02307 0.01480 -0.0337 0.4064 0.0506
5.000 0.8964 0.02363 0.01541 -0.0339 0.4028 0.0522
5.250 0.9160 0.02417 0.01598 -0.0341 0.3995 0.0546
5.500 0.9354 0.02467 0.01648 -0.0342 0.3962 0.0571
5.750 0.9553 0.02515 0.01689 -0.0342 0.3928 0.0591
6.000 0.9708 0.02588 0.01769 -0.0339 0.3898 0.0615
6.250 0.9842 0.02673 0.01858 -0.0334 0.3864 0.0661
6.500 0.9977 0.02756 0.01943 -0.0328 0.3831 0.0704
6.750 1.0142 0.02826 0.02015 -0.0326 0.3799 0.0890
7.000 1.3026 0.03014 0.02401 -0.0888 0.3732 1.0000
7.250 1.3099 0.03136 0.02525 -0.0874 0.3700 1.0000
7.500 1.3190 0.03249 0.02635 -0.0862 0.3669 1.0000
7.750 1.3266 0.03371 0.02753 -0.0850 0.3637 1.0000
8.000 1.3376 0.03470 0.02846 -0.0840 0.3604 1.0000
8.250 1.3443 0.03610 0.02991 -0.0828 0.3581 1.0000
8.500 1.3498 0.03760 0.03144 -0.0816 0.3550 1.0000
8.750 1.3581 0.03890 0.03274 -0.0806 0.3524 1.0000
9.000 1.3638 0.04039 0.03419 -0.0795 0.3491 1.0000
9.250 1.3771 0.04125 0.03498 -0.0788 0.3463 1.0000
9.500 1.3815 0.04293 0.03672 -0.0778 0.3437 1.0000
9.750 1.3819 0.04500 0.03884 -0.0765 0.3406 1.0000
10.000 1.3887 0.04652 0.04038 -0.0757 0.3382 1.0000
10.250 1.3938 0.04818 0.04203 -0.0748 0.3354 1.0000
10.500 1.4042 0.04936 0.04316 -0.0742 0.3328 1.0000
10.750 1.4211 0.04996 0.04370 -0.0740 0.3306 1.0000
11.000 1.4196 0.05234 0.04618 -0.0729 0.3286 1.0000
11.250 1.4191 0.05464 0.04854 -0.0720 0.3260 1.0000
11.500 1.4249 0.05636 0.05029 -0.0714 0.3239 1.0000
11.750 1.4288 0.05826 0.05220 -0.0707 0.3216 1.0000
12.000 1.4389 0.05955 0.05346 -0.0703 0.3194 1.0000
12.250 1.4553 0.06019 0.05405 -0.0702 0.3175 1.0000
12.500 1.4666 0.06135 0.05521 -0.0700 0.3155 1.0000
12.750 1.4618 0.06421 0.05817 -0.0691 0.3137 1.0000
13.000 1.4601 0.06675 0.06078 -0.0684 0.3113 1.0000
13.250 1.4619 0.06895 0.06303 -0.0679 0.3093 1.0000
13.500 1.4676 0.07075 0.06485 -0.0675 0.3075 1.0000
13.750 1.4770 0.07215 0.06624 -0.0674 0.3056 1.0000
14.000 1.4917 0.07297 0.06702 -0.0674 0.3039 1.0000
14.250 1.5129 0.07307 0.06707 -0.0676 0.3023 1.0000
14.500 1.5040 0.07644 0.07055 -0.0669 0.3002 1.0000
14.750 1.4976 0.07956 0.07377 -0.0662 0.2985 1.0000
15.000 1.4928 0.08252 0.07681 -0.0657 0.2963 1.0000
15.250 1.4936 0.08490 0.07922 -0.0655 0.2942 1.0000
15.500 1.5007 0.08657 0.08091 -0.0654 0.2925 1.0000
15.750 1.5106 0.08793 0.08229 -0.0654 0.2914 1.0000
16.000 1.5266 0.08857 0.08289 -0.0657 0.2899 1.0000
16.250 1.5491 0.08842 0.08271 -0.0661 0.2884 1.0000
16.500 1.5546 0.09022 0.08456 -0.0660 0.2872 1.0000
16.750 1.5121 0.09752 0.09208 -0.0646 0.2844 1.0000
17.000 1.4913 0.10244 0.09710 -0.0640 0.2813 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 561 AIRFOIL (goe561-il)