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

GOE 567 AIRFOIL (goe567-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.06 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe567-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe567-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 567 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2674   0.12457   0.11781  -0.0322   1.0000   0.2670
  -9.500  -0.3034   0.12716   0.12059  -0.0290   1.0000   0.2704
  -9.250  -0.2941   0.12314   0.11661  -0.0267   1.0000   0.2740
  -9.000  -0.2951   0.12160   0.11512  -0.0239   1.0000   0.2807
  -8.750  -0.3223   0.12288   0.11653  -0.0211   1.0000   0.2863
  -8.500  -0.3310   0.12118   0.11491  -0.0189   1.0000   0.2899
  -8.250  -0.3239   0.11876   0.11251  -0.0167   1.0000   0.2973
  -8.000  -0.3525   0.11991   0.11378  -0.0142   1.0000   0.3035
  -7.750  -0.3554   0.11748   0.11141  -0.0124   1.0000   0.3073
  -7.500  -0.3501   0.11521   0.10916  -0.0104   1.0000   0.3139
  -7.250  -0.3807   0.11622   0.11029  -0.0079   1.0000   0.3206
  -7.000  -0.3793   0.11341   0.10752  -0.0063   1.0000   0.3249
  -6.750  -0.3779   0.11165   0.10578  -0.0042   1.0000   0.3336
  -6.500  -0.4221   0.11335   0.10764  -0.0008   1.0000   0.3384
  -6.250  -0.3947   0.10874   0.10299  -0.0001   1.0000   0.3463
  -6.000  -0.4231   0.10906   0.10342   0.0031   1.0000   0.3544
  -5.750  -0.3955   0.10495   0.09924  -0.0002   0.9940   0.3626
  -5.500  -0.4275   0.10578   0.10016  -0.0002   0.9864   0.3733
  -5.250  -0.3759   0.10035   0.09460  -0.0038   0.9792   0.3846
  -5.000  -0.3806   0.09856   0.09285  -0.0044   0.9717   0.3947
  -4.750  -0.3884   0.09770   0.09201  -0.0054   0.9643   0.4079
  -4.500  -0.3935   0.07063   0.06426  -0.0529   0.9619   0.2362
  -4.250  -0.3573   0.06570   0.05911  -0.0604   0.9549   0.2320
  -4.000  -0.3216   0.05891   0.05186  -0.0708   0.9479   0.2301
  -3.750  -0.2684   0.05276   0.04500  -0.0828   0.9408   0.2306
  -3.500  -0.2260   0.04878   0.04014  -0.0905   0.9335   0.2373
  -3.250  -0.1953   0.04831   0.03973  -0.0919   0.9260   0.2432
  -3.000  -0.1610   0.04685   0.03786  -0.0952   0.9186   0.2508
  -2.750  -0.1314   0.04632   0.03720  -0.0968   0.9114   0.2603
  -2.500  -0.0954   0.04567   0.03624  -0.0996   0.9042   0.2731
  -2.250  -0.0716   0.04543   0.03592  -0.1001   0.8970   0.2846
  -2.000  -0.0308   0.04552   0.03594  -0.1029   0.8900   0.3068
  -1.750  -0.0182   0.04565   0.03611  -0.1015   0.8834   0.3244
  -1.500   0.0126   0.04595   0.03645  -0.1025   0.8767   0.3573
  -1.250   0.0325   0.04667   0.03735  -0.1015   0.8704   0.3944
  -1.000   0.0466   0.04741   0.03824  -0.0997   0.8648   0.4318
  -0.750   0.0779   0.04830   0.03917  -0.1000   0.8582   0.4809
  -0.500   0.0864   0.04904   0.03998  -0.0975   0.8530   0.5093
  -0.250   0.0990   0.04975   0.04072  -0.0958   0.8484   0.5384
   0.000   0.1205   0.05058   0.04160  -0.0948   0.8431   0.5764
   0.250   0.1365   0.05134   0.04241  -0.0933   0.8380   0.6115
   0.500   0.1441   0.05201   0.04310  -0.0912   0.8353   0.6399
   0.750   0.1567   0.05272   0.04379  -0.0900   0.8328   0.6690
   1.000   0.1723   0.05341   0.04447  -0.0893   0.8301   0.6959
   1.250   0.1887   0.05421   0.04525  -0.0890   0.8285   0.7225
   1.500   0.1952   0.05522   0.04628  -0.0879   0.8330   0.7465
   1.750   0.2089   0.05630   0.04743  -0.0876   0.8371   0.7757
   2.000   0.1157   0.05715   0.04844  -0.0760   0.9510   0.7576
   2.250   0.1421   0.05820   0.04960  -0.0772   0.9419   0.8001
   2.500   0.1616   0.05882   0.05058  -0.0773   0.9352   0.8692
   2.750   0.2047   0.06122   0.05282  -0.0835   0.9233   1.0000
   3.000   0.2256   0.06210   0.05351  -0.0856   0.9122   1.0000
   3.250   0.2604   0.06471   0.05586  -0.0898   0.9047   1.0000
   3.500   0.2911   0.06670   0.05765  -0.0929   0.8927   1.0000
   3.750   0.3091   0.06817   0.05898  -0.0938   0.8825   1.0000
   4.000   0.3507   0.07170   0.06230  -0.0981   0.8740   1.0000
   4.250   0.3613   0.07240   0.06291  -0.0976   0.8612   1.0000
   4.500   0.3803   0.07436   0.06477  -0.0984   0.8519   1.0000
   4.750   0.4145   0.07725   0.06753  -0.1011   0.8414   1.0000
   5.000   0.4239   0.07834   0.06858  -0.1004   0.8292   1.0000
   5.250   0.4500   0.08114   0.07130  -0.1021   0.8216   1.0000
   5.500   0.4715   0.08306   0.07317  -0.1029   0.8087   1.0000
   5.750   0.4809   0.08459   0.07468  -0.1024   0.7975   1.0000
   6.000   0.5198   0.08843   0.07847  -0.1055   0.7896   1.0000
   6.250   0.5217   0.08913   0.07918  -0.1039   0.7765   1.0000
   6.500   0.5374   0.09155   0.08159  -0.1043   0.7685   1.0000
   6.750   0.5627   0.09411   0.08414  -0.1056   0.7572   1.0000
   7.000   0.5674   0.09571   0.08576  -0.1047   0.7463   1.0000
   7.250   0.6026   0.09948   0.08953  -0.1072   0.7386   1.0000
   7.500   0.6000   0.10046   0.09054  -0.1056   0.7269   1.0000
   7.750   0.6308   0.10433   0.09443  -0.1076   0.7201   1.0000
   8.000   0.6329   0.10548   0.09563  -0.1065   0.7078   1.0000
   8.250   0.6486   0.10851   0.09870  -0.1072   0.7011   1.0000
   8.500   0.6660   0.11083   0.10107  -0.1076   0.6890   1.0000
   8.750   0.6693   0.11292   0.10321  -0.1071   0.6793   1.0000
   9.000   0.7068   0.11722   0.10758  -0.1093   0.6697   1.0000
   9.250   0.7060   0.11833   0.10875  -0.1082   0.6555   1.0000
   9.500   0.7162   0.12052   0.11101  -0.1081   0.6407   1.0000
   9.750   0.7332   0.12293   0.11348  -0.1082   0.6238   1.0000
  10.000   0.7498   0.12536   0.11600  -0.1084   0.6069   1.0000
  10.250   0.7596   0.12792   0.11865  -0.1084   0.5929   1.0000
  10.500   0.7721   0.13066   0.12148  -0.1087   0.5783   1.0000
<< Back to GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)