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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.6 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe567-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe567-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.3080   0.11465   0.10761  -0.0470   1.0000   0.1064
 -10.000  -0.3185   0.11304   0.10610  -0.0451   1.0000   0.1074
  -9.750  -0.3320   0.11155   0.10472  -0.0429   1.0000   0.1080
  -9.500  -0.3292   0.10785   0.10102  -0.0457   0.9953   0.1085
  -9.250  -0.3192   0.10289   0.09603  -0.0509   0.9872   0.1085
  -9.000  -0.3101   0.09827   0.09137  -0.0560   0.9788   0.1098
  -8.750  -0.3035   0.09331   0.08638  -0.0616   0.9701   0.1116
  -8.500  -0.3020   0.08824   0.08129  -0.0668   0.9594   0.1124
  -8.250  -0.3051   0.08315   0.07619  -0.0714   0.9476   0.1126
  -8.000  -0.3137   0.07676   0.06979  -0.0776   0.9346   0.1131
  -7.750  -0.3414   0.06340   0.05621  -0.0934   0.9187   0.1142
  -7.500  -0.3492   0.05329   0.04548  -0.1054   0.9069   0.1161
  -7.000  -0.3017   0.04802   0.03983  -0.1106   0.8929   0.1205
  -6.750  -0.2847   0.04555   0.03708  -0.1122   0.8834   0.1235
  -6.500  -0.2527   0.04197   0.03290  -0.1172   0.8784   0.1281
  -6.250  -0.2339   0.03959   0.02997  -0.1183   0.8690   0.1307
  -6.000  -0.2006   0.03821   0.02853  -0.1201   0.8639   0.1337
  -5.750  -0.1746   0.03717   0.02735  -0.1208   0.8569   0.1380
  -5.500  -0.1458   0.03580   0.02563  -0.1220   0.8500   0.1429
  -5.250  -0.1091   0.03435   0.02389  -0.1243   0.8457   0.1474
  -5.000  -0.0894   0.03379   0.02330  -0.1234   0.8367   0.1509
  -4.750  -0.0563   0.03289   0.02220  -0.1247   0.8314   0.1578
  -4.500  -0.0275   0.03214   0.02132  -0.1252   0.8250   0.1643
  -4.250  -0.0023   0.03162   0.02076  -0.1251   0.8174   0.1707
  -4.000   0.0333   0.03078   0.01975  -0.1265   0.8130   0.1795
  -3.750   0.0539   0.03053   0.01952  -0.1257   0.8044   0.1895
  -3.500   0.0853   0.02998   0.01897  -0.1265   0.7986   0.2041
  -3.250   0.1225   0.02928   0.01824  -0.1282   0.7947   0.2255
  -3.000   0.1386   0.02930   0.01835  -0.1267   0.7848   0.2453
  -2.750   0.1726   0.02895   0.01812  -0.1277   0.7799   0.2809
  -2.500   0.1951   0.02909   0.01831  -0.1270   0.7720   0.3138
  -2.250   0.2226   0.02917   0.01838  -0.1269   0.7654   0.3468
  -2.000   0.2579   0.02909   0.01824  -0.1277   0.7613   0.3802
  -1.750   0.2724   0.02966   0.01886  -0.1257   0.7516   0.4038
  -1.500   0.3020   0.02985   0.01907  -0.1255   0.7463   0.4381
  -1.250   0.3258   0.03020   0.01940  -0.1247   0.7398   0.4680
  -1.000   0.3460   0.03056   0.01978  -0.1233   0.7320   0.4890
  -0.750   0.3793   0.03044   0.01960  -0.1237   0.7277   0.5100
  -0.500   0.3951   0.03095   0.02006  -0.1221   0.7189   0.5256
  -0.250   0.4230   0.03101   0.02006  -0.1220   0.7131   0.5433
   0.000   0.4581   0.03080   0.01977  -0.1228   0.7094   0.5622
   0.250   0.4683   0.03155   0.02053  -0.1206   0.6994   0.5759
   0.500   0.4991   0.03150   0.02043  -0.1208   0.6947   0.5939
   0.750   0.5227   0.03175   0.02066  -0.1203   0.6885   0.6106
   1.000   0.5399   0.03226   0.02118  -0.1190   0.6806   0.6267
   1.250   0.5726   0.03210   0.02101  -0.1194   0.6765   0.6464
   1.500   0.5836   0.03291   0.02188  -0.1175   0.6679   0.6628
   1.750   0.6086   0.03306   0.02207  -0.1170   0.6622   0.6838
   2.000   0.6419   0.03279   0.02186  -0.1174   0.6587   0.7088
   2.250   0.6438   0.03397   0.02318  -0.1144   0.6487   0.7313
   2.500   0.6700   0.03382   0.02321  -0.1137   0.6442   0.7713
   3.000   0.7035   0.03509   0.02467  -0.1116   0.6298   1.0000
   3.250   0.7402   0.03521   0.02465  -0.1130   0.6263   1.0000
   3.500   0.7398   0.03702   0.02642  -0.1104   0.6163   1.0000
   3.750   0.7690   0.03740   0.02672  -0.1108   0.6115   1.0000
   4.000   0.8071   0.03736   0.02660  -0.1120   0.6087   1.0000
   4.250   0.7950   0.03986   0.02910  -0.1083   0.5971   1.0000
   4.500   0.8287   0.03992   0.02911  -0.1089   0.5936   1.0000
   5.000   0.8495   0.04280   0.03197  -0.1060   0.5786   1.0000
   5.250   0.8702   0.04362   0.03279  -0.1054   0.5732   1.0000
   5.500   0.8707   0.04588   0.03508  -0.1036   0.5636   1.0000
   5.750   0.9039   0.04577   0.03497  -0.1037   0.5606   1.0000
   6.250   0.9219   0.04921   0.03848  -0.1013   0.5450   1.0000
   6.750   0.9404   0.05279   0.04215  -0.0992   0.5293   1.0000
   7.000   0.9749   0.05233   0.04174  -0.0990   0.5268   1.0000
   7.250   0.9591   0.05641   0.04588  -0.0972   0.5135   1.0000
   7.500   0.9948   0.05568   0.04521  -0.0969   0.5107   1.0000
   8.000   1.0170   0.05871   0.04837  -0.0948   0.4944   1.0000
   8.250   1.0027   0.06287   0.05260  -0.0935   0.4812   1.0000
   8.500   1.0404   0.06156   0.05139  -0.0927   0.4779   1.0000
   9.000   1.0502   0.06575   0.05574  -0.0906   0.4581   1.0000
   9.500   1.0549   0.07057   0.06073  -0.0887   0.4365   1.0000
   9.750   1.0834   0.06984   0.06013  -0.0876   0.4305   1.0000
  10.250   1.1191   0.07039   0.06089  -0.0851   0.4131   1.0000
  11.250   1.1433   0.07753   0.06848  -0.0815   0.3679   1.0000
  11.750   1.1811   0.07730   0.06853  -0.0790   0.3491   1.0000
  12.000   1.1778   0.08049   0.07184  -0.0786   0.3352   1.0000
  12.250   1.1792   0.08301   0.07447  -0.0782   0.3215   1.0000
  12.500   1.1849   0.08485   0.07642  -0.0776   0.3079   1.0000
  12.750   1.1936   0.08625   0.07793  -0.0769   0.2942   1.0000
  13.000   1.2062   0.08712   0.07890  -0.0760   0.2813   1.0000
  13.250   1.2254   0.08697   0.07884  -0.0748   0.2692   1.0000
  13.500   1.2407   0.08740   0.07930  -0.0738   0.2550   1.0000
  13.750   1.2499   0.08886   0.08078  -0.0732   0.2394   1.0000
  14.000   1.2563   0.09084   0.08275  -0.0727   0.2242   1.0000
  14.250   1.2603   0.09335   0.08527  -0.0726   0.2102   1.0000
  14.500   1.2638   0.09600   0.08794  -0.0725   0.1971   1.0000
  14.750   1.2680   0.09859   0.09052  -0.0724   0.1854   1.0000
  15.000   1.2742   0.10083   0.09272  -0.0722   0.1749   1.0000
  15.250   1.2794   0.10331   0.09518  -0.0722   0.1655   1.0000
  15.500   1.2811   0.10657   0.09850  -0.0726   0.1568   1.0000
  15.750   1.2898   0.10842   0.10027  -0.0723   0.1490   1.0000
  16.000   1.2915   0.11177   0.10374  -0.0728   0.1417   1.0000
  16.250   1.3016   0.11348   0.10538  -0.0725   0.1352   1.0000
  16.500   1.3014   0.11735   0.10944  -0.0734   0.1295   1.0000
  16.750   1.3167   0.11821   0.11025  -0.0727   0.1241   1.0000
  17.000   1.3160   0.12224   0.11445  -0.0738   0.1196   1.0000
  17.250   1.3074   0.12776   0.12021  -0.0760   0.1149   1.0000
  17.500   1.3245   0.12773   0.11996  -0.0751   0.1074   1.0000
  17.750   1.3028   0.13599   0.12860  -0.0793   0.1041   1.0000
  18.000   1.2861   0.14341   0.13626  -0.0833   0.0999   1.0000
  18.250   1.2961   0.14459   0.13733  -0.0837   0.0931   1.0000
  18.500   1.2648   0.15591   0.14900  -0.0904   0.0908   1.0000
  18.750   1.2189   0.17225   0.16558  -0.1005   0.0891   1.0000
  19.000   1.2537   0.16665   0.15989  -0.0967   0.0823   1.0000
<< Back to GOE 567 AIRFOIL (goe567-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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