GOE 530 AIRFOIL (goe530-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 530 AIRFOIL (goe530-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 69.02 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe530-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe530-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 530 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2592 0.11080 0.10720 -0.0365 1.0000 0.0616
-10.000 -0.2718 0.11006 0.10654 -0.0331 1.0000 0.0621
-9.750 -0.2789 0.10869 0.10523 -0.0316 0.9993 0.0630
-9.500 -0.2634 0.10436 0.10089 -0.0379 0.9950 0.0653
-9.250 -0.2701 0.09831 0.09484 -0.0527 0.9858 0.0667
-9.000 -0.2371 0.09494 0.09146 -0.0505 0.9844 0.0675
-8.750 -0.2116 0.09146 0.08797 -0.0534 0.9814 0.0686
-8.500 -0.1937 0.08803 0.08454 -0.0571 0.9748 0.0700
-8.250 -0.1751 0.08386 0.08036 -0.0635 0.9697 0.0723
-8.000 -0.1835 0.07548 0.07187 -0.0839 0.9545 0.0750
-7.750 -0.1527 0.07244 0.06886 -0.0837 0.9533 0.0756
-7.500 -0.1293 0.06998 0.06642 -0.0841 0.9468 0.0768
-7.250 -0.1038 0.06665 0.06304 -0.0882 0.9405 0.0790
-7.000 -0.1095 0.05969 0.05567 -0.0998 0.9234 0.0844
-6.750 -0.0792 0.05663 0.05268 -0.1009 0.9191 0.0852
-6.500 -0.0656 0.05477 0.05082 -0.0995 0.9069 0.0861
-6.250 -0.0493 0.05267 0.04867 -0.0993 0.8971 0.0877
-6.000 -0.0555 0.04939 0.04472 -0.0996 0.8833 0.0950
-5.750 -0.0422 0.04662 0.04209 -0.0981 0.8729 0.0958
-5.500 -0.0216 0.04481 0.04032 -0.0975 0.8663 0.0972
-5.250 -0.0080 0.04346 0.03896 -0.0957 0.8566 0.0993
-5.000 -0.0013 0.04099 0.03596 -0.0940 0.8480 0.1079
-4.750 0.0149 0.03907 0.03412 -0.0927 0.8393 0.1092
-4.500 0.0336 0.03759 0.03262 -0.0915 0.8317 0.1114
-4.250 0.0458 0.03622 0.03079 -0.0892 0.8239 0.1219
-4.000 0.0639 0.03430 0.02895 -0.0880 0.8157 0.1237
-3.750 0.0866 0.03302 0.02763 -0.0873 0.8097 0.1278
-3.500 0.1000 0.03178 0.02616 -0.0849 0.8004 0.1389
-3.250 0.1139 0.02497 0.01814 -0.0805 0.7940 0.0922
-3.000 0.1356 0.02331 0.01621 -0.0790 0.7871 0.0910
-2.750 0.1576 0.02206 0.01471 -0.0774 0.7788 0.0913
-2.500 0.1848 0.02080 0.01315 -0.0767 0.7728 0.0916
-2.250 0.2072 0.01994 0.01211 -0.0752 0.7635 0.0923
-2.000 0.2346 0.01939 0.01128 -0.0744 0.7562 0.0944
-1.750 0.2599 0.01832 0.01014 -0.0737 0.7478 0.0963
-1.500 0.2874 0.01762 0.00939 -0.0732 0.7392 0.0985
-1.250 0.3141 0.01716 0.00887 -0.0726 0.7305 0.1011
-1.000 0.3409 0.01674 0.00836 -0.0720 0.7211 0.1043
-0.750 0.3676 0.01643 0.00794 -0.0712 0.7117 0.1066
-0.500 0.3950 0.01572 0.00725 -0.0708 0.7016 0.1100
-0.250 0.4200 0.01540 0.00696 -0.0699 0.6904 0.1142
0.000 0.4478 0.01509 0.00654 -0.0694 0.6798 0.1182
0.250 0.4703 0.01477 0.00624 -0.0680 0.6665 0.1219
0.500 0.4940 0.01447 0.00598 -0.0669 0.6543 0.1279
1.000 0.5404 0.01404 0.00556 -0.0643 0.6292 0.1425
1.250 0.5628 0.01390 0.00543 -0.0629 0.6160 0.1555
1.500 0.5850 0.01367 0.00529 -0.0615 0.6035 0.1898
1.750 0.7929 0.01233 0.00565 -0.0987 0.5727 1.0000
2.000 0.8144 0.01247 0.00568 -0.0973 0.5575 1.0000
2.250 0.8360 0.01263 0.00573 -0.0959 0.5431 1.0000
2.500 0.8575 0.01281 0.00579 -0.0945 0.5295 1.0000
2.750 0.8789 0.01302 0.00585 -0.0931 0.5168 1.0000
3.000 0.9000 0.01322 0.00599 -0.0916 0.5036 1.0000
3.250 0.9210 0.01345 0.00613 -0.0902 0.4913 1.0000
3.500 0.9419 0.01371 0.00626 -0.0888 0.4800 1.0000
3.750 0.9624 0.01396 0.00645 -0.0873 0.4680 1.0000
4.000 0.9828 0.01424 0.00666 -0.0858 0.4568 1.0000
4.250 1.0034 0.01457 0.00685 -0.0843 0.4465 1.0000
4.500 1.0231 0.01483 0.00712 -0.0827 0.4357 1.0000
4.750 1.0434 0.01519 0.00736 -0.0813 0.4261 1.0000
5.000 1.0625 0.01548 0.00765 -0.0796 0.4158 1.0000
5.250 1.0822 0.01584 0.00795 -0.0781 0.4064 1.0000
5.500 1.1008 0.01617 0.00824 -0.0763 0.3967 1.0000
5.750 1.1196 0.01654 0.00858 -0.0746 0.3875 1.0000
6.000 1.1376 0.01687 0.00887 -0.0728 0.3783 1.0000
6.250 1.1556 0.01725 0.00923 -0.0710 0.3695 1.0000
6.500 1.1726 0.01759 0.00953 -0.0690 0.3608 1.0000
6.750 1.1894 0.01796 0.00990 -0.0670 0.3523 1.0000
7.000 1.2050 0.01829 0.01022 -0.0648 0.3440 1.0000
7.250 1.2222 0.01871 0.01058 -0.0629 0.3370 1.0000
7.500 1.2373 0.01905 0.01098 -0.0606 0.3298 1.0000
7.750 1.2545 0.01948 0.01131 -0.0588 0.3235 1.0000
8.000 1.2686 0.01985 0.01176 -0.0564 0.3171 1.0000
8.250 1.2826 0.02022 0.01213 -0.0539 0.3110 1.0000
8.500 1.3004 0.02070 0.01252 -0.0523 0.3055 1.0000
8.750 1.3115 0.02106 0.01300 -0.0494 0.3000 1.0000
9.000 1.3231 0.02144 0.01340 -0.0466 0.2949 1.0000
9.250 1.3391 0.02190 0.01379 -0.0447 0.2904 1.0000
9.500 1.3495 0.02232 0.01429 -0.0418 0.2860 1.0000
9.750 1.3586 0.02272 0.01476 -0.0386 0.2814 1.0000
10.000 1.3691 0.02313 0.01518 -0.0359 0.2768 1.0000
10.250 1.3856 0.02366 0.01565 -0.0343 0.2722 1.0000
10.500 1.3929 0.02414 0.01627 -0.0311 0.2681 1.0000
10.750 1.4023 0.02464 0.01684 -0.0285 0.2636 1.0000
11.000 1.4142 0.02516 0.01735 -0.0263 0.2591 1.0000
11.250 1.4254 0.02577 0.01800 -0.0241 0.2546 1.0000
11.500 1.4315 0.02641 0.01877 -0.0213 0.2499 1.0000
11.750 1.4389 0.02706 0.01946 -0.0189 0.2449 1.0000
12.000 1.4510 0.02775 0.02011 -0.0171 0.2400 1.0000
12.250 1.4539 0.02861 0.02115 -0.0144 0.2350 1.0000
12.500 1.4593 0.02947 0.02208 -0.0121 0.2296 1.0000
12.750 1.4671 0.03038 0.02297 -0.0102 0.2242 1.0000
13.000 1.4685 0.03154 0.02432 -0.0079 0.2182 1.0000
13.250 1.4713 0.03274 0.02553 -0.0059 0.2119 1.0000
13.500 1.4721 0.03417 0.02710 -0.0040 0.2046 1.0000
13.750 1.4712 0.03581 0.02878 -0.0022 0.1967 1.0000
14.000 1.4694 0.03769 0.03080 -0.0007 0.1869 1.0000
14.250 1.4645 0.03995 0.03312 0.0007 0.1756 1.0000
14.500 1.4576 0.04261 0.03581 0.0019 0.1624 1.0000
14.750 1.4482 0.04573 0.03893 0.0028 0.1476 1.0000
15.000 1.4372 0.04917 0.04236 0.0035 0.1350 1.0000
15.250 1.4243 0.05302 0.04617 0.0039 0.1249 1.0000
15.500 1.4117 0.05699 0.05012 0.0042 0.1180 1.0000
15.750 1.4021 0.06075 0.05391 0.0042 0.1124 1.0000
16.000 1.3906 0.06487 0.05803 0.0040 0.1081 1.0000
16.250 1.3816 0.06874 0.06191 0.0039 0.1047 1.0000
16.500 1.3759 0.07230 0.06555 0.0036 0.1015 1.0000
16.750 1.3697 0.07591 0.06917 0.0033 0.0988 1.0000
17.000 1.3664 0.07896 0.07214 0.0033 0.0960 1.0000
17.250 1.3652 0.08200 0.07527 0.0031 0.0937 1.0000
17.500 1.3639 0.08508 0.07842 0.0028 0.0914 1.0000
17.750 1.3645 0.08780 0.08116 0.0026 0.0891 1.0000
18.000 1.3750 0.08868 0.08190 0.0036 0.0864 1.0000
18.250 1.3779 0.09114 0.08445 0.0036 0.0847 1.0000
18.500 1.3766 0.09433 0.08777 0.0030 0.0829 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 530 AIRFOIL (goe530-il)