Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 562 AIRFOIL (goe562-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 562 AIRFOIL (goe562-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.17 at α=-4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe562-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe562-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 562 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2204   0.13109   0.12488  -0.0382   1.0000   0.1412
 -10.250  -0.2329   0.13076   0.12471  -0.0387   1.0000   0.1450
 -10.000  -0.2528   0.13149   0.12563  -0.0391   1.0000   0.1460
  -9.750  -0.2269   0.12448   0.11865  -0.0367   1.0000   0.1509
  -9.500  -0.2296   0.12264   0.11695  -0.0351   1.0000   0.1561
  -9.250  -0.2472   0.12264   0.11716  -0.0327   1.0000   0.1593
  -9.000  -0.2744   0.12390   0.11867  -0.0282   1.0000   0.1599
  -8.750  -0.3056   0.12574   0.12072  -0.0234   1.0000   0.1602
  -8.500  -0.3315   0.12693   0.12207  -0.0201   1.0000   0.1606
  -8.250  -0.3504   0.12769   0.12293  -0.0264   0.9915   0.1622
  -8.000  -0.3037   0.12021   0.11537  -0.0297   0.9841   0.1769
  -7.750  -0.2706   0.11460   0.10972  -0.0341   0.9750   0.1884
  -7.500  -0.2892   0.11448   0.10966  -0.0401   0.9596   0.1942
  -7.250  -0.2525   0.10867   0.10380  -0.0436   0.9513   0.2090
  -7.000  -0.2282   0.10412   0.09924  -0.0463   0.9409   0.2215
  -6.750  -0.2564   0.10446   0.09961  -0.0513   0.9258   0.2270
  -6.500  -0.2354   0.10032   0.09548  -0.0512   0.9155   0.2424
  -6.250  -0.2219   0.09699   0.09213  -0.0522   0.9051   0.2583
  -6.000  -0.2171   0.09448   0.08960  -0.0551   0.8950   0.2759
  -5.750  -0.1878   0.09015   0.08529  -0.0529   0.8865   0.3006
  -5.500  -0.1871   0.08823   0.08337  -0.0527   0.8765   0.3223
  -5.250  -0.1701   0.08501   0.08016  -0.0520   0.8680   0.3495
  -5.000  -0.1796   0.08400   0.07917  -0.0490   0.8572   0.3712
  -4.750   0.3871   0.04965   0.04385  -0.1079   0.8862   1.0000
  -4.500   0.4269   0.04654   0.04062  -0.1155   0.8782   1.0000
  -4.250   0.3783   0.04957   0.04372  -0.1029   0.8658   0.9524
  -4.000   0.3087   0.05291   0.04720  -0.0881   0.8512   0.8898
  -3.750   0.2469   0.05538   0.04982  -0.0763   0.8373   0.8413
  -3.500   0.1901   0.05742   0.05201  -0.0656   0.8242   0.8088
  -3.250   0.1311   0.05924   0.05396  -0.0547   0.8137   0.7873
  -3.000   0.0803   0.06052   0.05540  -0.0449   0.8030   0.7722
  -2.750   0.0311   0.06229   0.05732  -0.0345   0.7926   0.7730
  -2.500  -0.0226   0.06288   0.05805  -0.0252   0.7861   0.7573
  -2.250  -0.0713   0.06414   0.05946  -0.0152   0.7788   0.7601
  -2.000  -0.1258   0.06465   0.06010  -0.0048   0.7733   0.7588
  -1.750  -0.1852   0.06478   0.06036   0.0053   0.7703   0.7547
  -1.500  -0.0942   0.06182   0.05451  -0.0508   0.7651   0.2560
  -1.250  -0.0822   0.06115   0.05328  -0.0495   0.7614   0.2233
  -1.000  -0.0637   0.06031   0.05199  -0.0485   0.7574   0.2052
  -0.500  -0.0217   0.05954   0.05011  -0.0466   0.7507   0.1769
  -0.250  -0.0181   0.05976   0.05022  -0.0443   0.7490   0.1738
   0.000  -0.0098   0.06003   0.05022  -0.0424   0.7479   0.1698
   0.250   0.0010   0.06050   0.05044  -0.0411   0.7478   0.1676
   0.500   0.0126   0.06110   0.05083  -0.0400   0.7483   0.1680
   0.750   0.0274   0.06184   0.05137  -0.0395   0.7499   0.1689
   1.000   0.0487   0.06273   0.05202  -0.0399   0.7519   0.1683
   2.250   0.3329   0.06419   0.05541  -0.0716   0.6873   0.7892
   2.500   0.3040   0.06563   0.05639  -0.0619   0.6886   0.6460
   2.750   0.3725   0.06790   0.05806  -0.0712   0.6692   1.0000
   3.000   0.3734   0.06997   0.05997  -0.0696   0.6647   1.0000
   3.250   0.3956   0.07132   0.06103  -0.0691   0.6519   1.0000
   3.500   0.4222   0.07247   0.06193  -0.0688   0.6379   1.0000
   3.750   0.4181   0.07487   0.06428  -0.0672   0.6327   1.0000
   4.000   0.4388   0.07633   0.06555  -0.0666   0.6198   1.0000
   4.250   0.4376   0.07906   0.06824  -0.0656   0.6175   1.0000
   4.500   0.4390   0.08225   0.07139  -0.0653   0.6205   1.0000
   4.750   0.4641   0.08378   0.07277  -0.0651   0.6064   1.0000
   5.000   0.4011   0.09125   0.08054  -0.0650   0.6749   1.0000
   5.250   0.4053   0.09301   0.08221  -0.0637   0.6625   1.0000
   5.500   0.4236   0.09565   0.08473  -0.0640   0.6541   1.0000
   5.750   0.4393   0.09771   0.08670  -0.0638   0.6429   1.0000
   6.000   0.4425   0.09996   0.08889  -0.0628   0.6370   1.0000
   6.250   0.4558   0.10203   0.09088  -0.0626   0.6280   1.0000
   6.500   0.4753   0.10519   0.09396  -0.0632   0.6235   1.0000
   6.750   0.4732   0.10639   0.09512  -0.0615   0.6133   1.0000
   7.000   0.5073   0.11018   0.09883  -0.0632   0.6086   1.0000
   7.250   0.4919   0.11078   0.09941  -0.0606   0.5990   1.0000
   7.500   0.5176   0.11381   0.10238  -0.0615   0.5937   1.0000
   7.750   0.5164   0.11578   0.10432  -0.0605   0.5892   1.0000
   8.000   0.5229   0.11754   0.10606  -0.0598   0.5818   1.0000
   8.250   0.5456   0.12058   0.10906  -0.0606   0.5778   1.0000
   8.500   0.5511   0.12305   0.11151  -0.0602   0.5746   1.0000
   8.750   0.5500   0.12428   0.11273  -0.0591   0.5672   1.0000
   9.000   0.5689   0.12701   0.11545  -0.0595   0.5628   1.0000
   9.250   0.5971   0.13117   0.11959  -0.0607   0.5604   1.0000
   9.500   0.5783   0.13099   0.11941  -0.0586   0.5527   1.0000
   9.750   0.5949   0.13347   0.12189  -0.0588   0.5477   1.0000
  10.000   0.6208   0.13736   0.12580  -0.0598   0.5449   1.0000
  10.250   0.6090   0.13793   0.12637  -0.0584   0.5400   1.0000
  10.500   0.6176   0.13983   0.12829  -0.0582   0.5348   1.0000
  10.750   0.6350   0.14262   0.13110  -0.0586   0.5312   1.0000
  11.000   0.6579   0.14649   0.13503  -0.0595   0.5291   1.0000
  11.250   0.6477   0.14697   0.13551  -0.0585   0.5251   1.0000
  11.500   0.6545   0.14869   0.13727  -0.0583   0.5195   1.0000
  11.750   0.6708   0.15138   0.13999  -0.0587   0.5159   1.0000
  12.000   0.6938   0.15538   0.14405  -0.0595   0.5135   1.0000
  12.250   0.6853   0.15575   0.14444  -0.0588   0.5095   1.0000
  12.500   0.6920   0.15741   0.14618  -0.0588   0.5041   1.0000
<< Back to GOE 562 AIRFOIL (goe562-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 562 AIRFOIL (goe562-il)