GOE 530 AIRFOIL (goe530-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 530 AIRFOIL (goe530-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.04 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe530-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe530-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2494 0.13353 0.12592 -0.0360 1.0000 0.1643
-11.250 -0.2623 0.13390 0.12640 -0.0370 1.0000 0.1684
-11.000 -0.2883 0.13618 0.12884 -0.0383 1.0000 0.1696
-10.750 -0.2453 0.12636 0.11898 -0.0357 1.0000 0.1751
-10.500 -0.2415 0.12403 0.11672 -0.0350 1.0000 0.1805
-10.250 -0.2521 0.12358 0.11638 -0.0349 1.0000 0.1856
-10.000 -0.2816 0.12557 0.11856 -0.0349 1.0000 0.1875
-9.750 -0.2578 0.11905 0.11206 -0.0330 1.0000 0.1910
-9.500 -0.2507 0.11621 0.10928 -0.0310 1.0000 0.1960
-9.250 -0.2588 0.11510 0.10828 -0.0291 1.0000 0.2009
-9.000 -0.2851 0.11594 0.10927 -0.0272 1.0000 0.2047
-8.750 -0.3214 0.11768 0.11120 -0.0247 1.0000 0.2059
-8.500 -0.2953 0.11162 0.10515 -0.0225 1.0000 0.2105
-8.250 -0.2963 0.10976 0.10336 -0.0198 1.0000 0.2162
-8.000 -0.3166 0.10954 0.10326 -0.0172 1.0000 0.2212
-7.750 -0.3510 0.11044 0.10431 -0.0145 1.0000 0.2236
-7.500 -0.3916 0.11150 0.10552 -0.0113 1.0000 0.2245
-7.250 -0.3506 0.10522 0.09923 -0.0096 1.0000 0.2335
-7.000 -0.3702 0.10453 0.09863 -0.0069 1.0000 0.2385
-6.750 -0.4056 0.10477 0.09899 -0.0037 1.0000 0.2414
-6.500 -0.4485 0.10560 0.09991 -0.0029 1.0000 0.2436
-6.250 -0.4196 0.10032 0.09469 0.0010 1.0000 0.2512
-6.000 -0.4350 0.09908 0.09352 0.0029 1.0000 0.2582
-5.750 -0.4707 0.09883 0.09331 0.0022 1.0000 0.2636
-5.500 -0.4521 0.09478 0.08934 0.0067 1.0000 0.2708
-5.000 -0.4692 0.09065 0.08530 0.0096 1.0000 0.2877
-4.750 -0.4860 0.08973 0.08434 0.0087 1.0000 0.3017
-4.500 -0.4769 0.08631 0.08103 0.0132 1.0000 0.3096
-4.250 -0.4836 0.08422 0.07896 0.0141 1.0000 0.3240
-4.000 -0.4598 0.08138 0.07613 0.0130 0.9919 0.3486
-3.750 -0.4365 0.07863 0.07340 0.0118 0.9812 0.3858
-3.500 -0.4188 0.07613 0.07095 0.0128 0.9700 0.4255
-3.250 0.0441 0.06383 0.05831 -0.0163 0.9750 0.9702
-3.000 0.0425 0.06257 0.05709 -0.0160 0.9597 0.9468
-2.750 -0.0232 0.06335 0.05800 -0.0045 0.9440 0.8877
-2.500 -0.0598 0.06258 0.05732 0.0007 0.9302 0.8503
-2.250 -0.1126 0.06175 0.05659 0.0076 0.9171 0.8103
-2.000 -0.1957 0.06107 0.05608 0.0194 0.9035 0.7731
-1.750 -0.2922 0.06009 0.05526 0.0328 0.8906 0.7444
-1.500 -0.1459 0.05525 0.04744 -0.0320 0.8698 0.2668
-1.250 -0.1107 0.05344 0.04508 -0.0339 0.8575 0.2354
-1.000 -0.0616 0.05169 0.04273 -0.0372 0.8464 0.2170
-0.750 -0.0450 0.05093 0.04167 -0.0359 0.8327 0.2142
-0.500 -0.0167 0.05021 0.04059 -0.0361 0.8203 0.2120
-0.250 0.0311 0.04926 0.03919 -0.0388 0.8093 0.2100
0.000 0.0456 0.04910 0.03890 -0.0373 0.7957 0.2125
0.250 0.0740 0.04886 0.03847 -0.0375 0.7833 0.2161
0.500 0.1261 0.04824 0.03753 -0.0406 0.7726 0.2210
0.750 0.1381 0.04867 0.03775 -0.0388 0.7590 0.2250
1.000 0.1805 0.04852 0.03755 -0.0416 0.7460 0.2342
1.250 0.2596 0.04770 0.03662 -0.0488 0.7354 0.2549
1.500 0.2757 0.04832 0.03721 -0.0479 0.7208 0.2653
1.750 0.3023 0.04863 0.03762 -0.0482 0.7078 0.2852
2.000 0.4695 0.04566 0.03631 -0.0706 0.6930 1.0000
2.250 0.5109 0.04561 0.03597 -0.0714 0.6817 1.0000
2.500 0.5113 0.04710 0.03734 -0.0681 0.6672 1.0000
2.750 0.5296 0.04795 0.03805 -0.0666 0.6547 1.0000
3.000 0.5797 0.04731 0.03723 -0.0680 0.6447 1.0000
3.250 0.5709 0.04939 0.03926 -0.0641 0.6301 1.0000
3.500 0.5835 0.05058 0.04036 -0.0622 0.6178 1.0000
3.750 0.6308 0.04986 0.03952 -0.0629 0.6084 1.0000
4.000 0.6160 0.05260 0.04222 -0.0591 0.5941 1.0000
4.250 0.6973 0.04967 0.03919 -0.0620 0.5885 1.0000
4.500 0.6618 0.05389 0.04339 -0.0569 0.5730 1.0000
4.750 0.6446 0.05722 0.04669 -0.0536 0.5597 1.0000
5.000 0.7056 0.05534 0.04475 -0.0545 0.5534 1.0000
5.500 0.6679 0.06301 0.05237 -0.0490 0.5300 1.0000
5.750 0.6765 0.06499 0.05432 -0.0477 0.5208 1.0000
6.000 0.6734 0.06817 0.05748 -0.0463 0.5132 1.0000
6.250 0.6581 0.07228 0.06160 -0.0450 0.5058 1.0000
6.500 0.7148 0.07079 0.06006 -0.0448 0.4995 1.0000
6.750 0.6577 0.07852 0.06781 -0.0432 0.4941 1.0000
7.000 0.6451 0.08282 0.07211 -0.0427 0.4914 1.0000
7.250 0.6358 0.08715 0.07645 -0.0426 0.4922 1.0000
7.500 0.6313 0.09124 0.08055 -0.0427 0.4946 1.0000
7.750 0.6362 0.09491 0.08423 -0.0430 0.4973 1.0000
8.000 0.5463 0.10880 0.09833 -0.0486 0.6056 1.0000
8.250 0.5340 0.10977 0.09928 -0.0466 0.5983 1.0000
8.500 0.5511 0.11245 0.10196 -0.0469 0.5920 1.0000
8.750 0.5813 0.11691 0.10641 -0.0483 0.5882 1.0000
9.000 0.5615 0.11692 0.10642 -0.0458 0.5786 1.0000
9.250 0.5852 0.12016 0.10966 -0.0465 0.5724 1.0000
9.500 0.5926 0.12307 0.11258 -0.0463 0.5688 1.0000
9.750 0.5895 0.12421 0.11373 -0.0452 0.5593 1.0000
10.000 0.6147 0.12790 0.11744 -0.0460 0.5540 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 530 AIRFOIL (goe530-il)