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

GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 7.66 at α=19.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe531-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe531-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 531 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.1768   0.21986   0.21545  -0.0636   0.8472   0.0564
 -12.250  -0.1742   0.21828   0.21387  -0.0635   0.8435   0.0572
 -12.000  -0.1668   0.21669   0.21226  -0.0646   0.8408   0.0581
 -11.750  -0.1565   0.21520   0.21074  -0.0666   0.8388   0.0593
 -11.500  -0.1440   0.21420   0.20971  -0.0696   0.8374   0.0603
 -11.000  -0.1802   0.21387   0.20945  -0.0616   0.8272   0.0607
 -10.750  -0.1786   0.21267   0.20825  -0.0622   0.8237   0.0610
 -10.500  -0.1672   0.20946   0.20502  -0.0629   0.8216   0.0616
 -10.250  -0.1557   0.20767   0.20320  -0.0645   0.8199   0.0624
 -10.000  -0.1429   0.20646   0.20197  -0.0667   0.8188   0.0633
  -9.750  -0.1288   0.20574   0.20121  -0.0694   0.8179   0.0643
  -9.500  -0.1776   0.20468   0.20027  -0.0580   0.8076   0.0641
  -9.250  -0.1722   0.20317   0.19874  -0.0587   0.8045   0.0650
  -9.000  -0.1651   0.20205   0.19760  -0.0602   0.8024   0.0661
  -8.750  -0.1583   0.20201   0.19753  -0.0625   0.8010   0.0666
  -8.000  -0.1939   0.20004   0.19564  -0.0550   0.7883   0.0670
  -7.750  -0.1836   0.19676   0.19235  -0.0552   0.7858   0.0674
  -7.500  -0.1726   0.19461   0.19017  -0.0561   0.7839   0.0679
  -7.250  -0.1603   0.19320   0.18874  -0.0576   0.7825   0.0688
  -7.000  -0.1468   0.19239   0.18790  -0.0598   0.7815   0.0697
  -6.750  -0.1932   0.19148   0.18710  -0.0498   0.7733   0.0695
  -6.500  -0.1927   0.19004   0.18565  -0.0493   0.7696   0.0701
  -6.250  -0.1887   0.18864   0.18424  -0.0496   0.7671   0.0708
  -6.000  -0.1828   0.18741   0.18299  -0.0504   0.7654   0.0715
  -5.750  -0.1754   0.18660   0.18216  -0.0517   0.7641   0.0722
  -5.500  -0.1681   0.18661   0.18214  -0.0534   0.7632   0.0728
  -5.250  -0.2136   0.18527   0.18092  -0.0438   0.7558   0.0727
  -5.000  -0.2203   0.18450   0.18015  -0.0427   0.7515   0.0730
  -4.750  -0.2273   0.18433   0.17997  -0.0420   0.7488   0.0732
  -4.250  -0.2282   0.18362   0.17924  -0.0434   0.7456   0.0735
  -4.000  -0.2112   0.18041   0.17601  -0.0436   0.7448   0.0739
  -3.750  -0.2492   0.17942   0.17511  -0.0366   0.7407   0.0738
  -3.500  -0.2556   0.17703   0.17275  -0.0342   0.7356   0.0741
  -3.250  -0.2530   0.17490   0.17062  -0.0335   0.7326   0.0745
  -3.000  -0.2471   0.17298   0.16869  -0.0337   0.7303   0.0750
  -2.750  -0.2377   0.17127   0.16695  -0.0347   0.7285   0.0757
  -2.500  -0.2249   0.16986   0.16552  -0.0365   0.7272   0.0766
  -2.250  -0.2081   0.16892   0.16453  -0.0392   0.7262   0.0778
  -2.000  -0.1872   0.16858   0.16415  -0.0432   0.7256   0.0791
  -1.750  -0.2418   0.16531   0.16101  -0.0330   0.7183   0.0786
  -1.500  -0.2327   0.16362   0.15931  -0.0350   0.7150   0.0795
  -1.250  -0.2069   0.16620   0.16213  -0.0363   0.7025   0.0806
  -1.000  -0.2040   0.16370   0.15965  -0.0362   0.6986   0.0808
  -0.750  -0.2014   0.16062   0.15658  -0.0342   0.6959   0.0811
  -0.500  -0.1942   0.15818   0.15413  -0.0337   0.6938   0.0815
  -0.250  -0.1825   0.15623   0.15218  -0.0345   0.6922   0.0822
   0.000  -0.1670   0.15464   0.15056  -0.0363   0.6909   0.0831
   0.250  -0.1472   0.15347   0.14935  -0.0392   0.6899   0.0842
   0.500  -0.1228   0.15276   0.14859  -0.0431   0.6892   0.0855
   0.750  -0.0897   0.15285   0.14861  -0.0493   0.6886   0.0874
   1.000  -0.0959   0.14711   0.14260  -0.0552   0.6928   0.0866
   1.250  -0.0195   0.14886   0.14414  -0.0736   0.6913   0.0888
   1.500  -0.0118   0.14616   0.14146  -0.0716   0.6903   0.0891
   1.750   0.0066   0.14492   0.14022  -0.0721   0.6894   0.0899
   2.000   0.0352   0.14493   0.14019  -0.0752   0.6888   0.0913
   2.250   0.0038   0.14153   0.13688  -0.0701   0.6842   0.0912
   2.500   0.0198   0.14023   0.13558  -0.0718   0.6805   0.0925
   2.750   0.0462   0.13941   0.13471  -0.0756   0.6778   0.0946
   3.000   0.1168   0.14098   0.13609  -0.0904   0.6754   0.0979
   3.250   0.1288   0.13903   0.13416  -0.0895   0.6737   0.0986
   3.500   0.1502   0.13830   0.13342  -0.0905   0.6724   0.1001
   3.750   0.1831   0.13878   0.13384  -0.0942   0.6715   0.1029
   4.000   0.2520   0.14167   0.13655  -0.1066   0.6708   0.1083
   4.250   0.2714   0.14211   0.13701  -0.1066   0.6704   0.1103
   4.500   0.2314   0.13688   0.13190  -0.1010   0.6621   0.1095
   4.750   0.2496   0.13639   0.13140  -0.1018   0.6592   0.1125
   5.000   0.3105   0.13851   0.13334  -0.1123   0.6566   0.1195
   5.250   0.3279   0.13779   0.13264  -0.1119   0.6549   0.1210
   5.500   0.3589   0.13888   0.13369  -0.1142   0.6537   0.1249
   5.750   0.4192   0.14242   0.13705  -0.1229   0.6528   0.1327
   6.000   0.3902   0.13876   0.13349  -0.1190   0.6443   0.1324
   6.250   0.4058   0.13822   0.13297  -0.1187   0.6407   0.1347
   6.500   0.4381   0.13925   0.13394  -0.1214   0.6381   0.1416
   6.750   0.4817   0.14115   0.13572  -0.1262   0.6364   0.1478
   7.000   0.5190   0.14393   0.13843  -0.1289   0.6354   0.1563
   7.250   0.4903   0.14080   0.13542  -0.1252   0.6263   0.1548
   7.500   0.5261   0.14190   0.13642  -0.1288   0.6223   0.1631
   7.750   0.5685   0.14423   0.13860  -0.1326   0.6197   0.1779
   8.000   0.5981   0.14623   0.14059  -0.1334   0.6184   0.1874
   8.250   0.5933   0.14585   0.14014  -0.1340   0.6078   0.1943
   8.500   0.6110   0.14559   0.13993  -0.1334   0.6043   0.1987
   8.750   0.6474   0.14771   0.14194  -0.1354   0.6022   0.2179
   9.000   0.6366   0.14759   0.14188  -0.1340   0.5931   0.2240
   9.250   0.6686   0.14890   0.14305  -0.1358   0.5879   0.2510
   9.500   0.7001   0.15072   0.14479  -0.1367   0.5854   0.2741
   9.750   0.6895   0.15126   0.14537  -0.1356   0.5770   0.2798
  10.000   0.7136   0.15233   0.14637  -0.1363   0.5716   0.2960
  10.250   0.7465   0.15436   0.14830  -0.1377   0.5690   0.3114
  10.500   0.7398   0.15569   0.14963  -0.1373   0.5616   0.3213
  10.750   0.7612   0.15657   0.15048  -0.1376   0.5553   0.3396
  11.000   0.7926   0.15831   0.15215  -0.1385   0.5524   0.3588
  11.250   0.8119   0.16098   0.15479  -0.1391   0.5507   0.3772
  11.500   0.7964   0.16103   0.15491  -0.1380   0.5417   0.3788
  11.750   0.8188   0.16238   0.15624  -0.1385   0.5378   0.4030
  12.000   0.8475   0.16439   0.15820  -0.1392   0.5355   0.4342
  12.250   0.9105   0.16933   0.16201  -0.1481   0.5338   0.2120
  12.500   0.9015   0.16993   0.16266  -0.1478   0.5251   0.2132
  12.750   0.9230   0.17170   0.16449  -0.1487   0.5215   0.2201
  13.000   0.9582   0.17450   0.16712  -0.1510   0.5191   0.2312
  13.250   0.9909   0.17813   0.17071  -0.1527   0.5177   0.2490
  13.500   0.9648   0.17899   0.17169  -0.1519   0.5142   0.2452
  13.750   0.9764   0.18035   0.17308  -0.1523   0.5075   0.2611
  14.000   0.9981   0.18230   0.17504  -0.1531   0.5043   0.2890
  14.250   1.0268   0.18479   0.17754  -0.1539   0.5020   0.3263
  14.500   1.0370   0.18753   0.18032  -0.1544   0.5004   0.3471
  14.750   1.0274   0.18775   0.18057  -0.1541   0.4908   0.3553
  15.000   1.0581   0.18907   0.18194  -0.1542   0.4858   0.3941
  15.250   1.0710   0.19163   0.18455  -0.1545   0.4835   0.4163
  15.500   1.0653   0.19210   0.18508  -0.1544   0.4733   0.4245
  15.750   1.1133   0.19336   0.18631  -0.1545   0.4674   0.4536
  16.000   1.1008   0.19589   0.18892  -0.1550   0.4661   0.4572
  16.250   1.1397   0.18990   0.18288  -0.1528   0.4288   0.4876
  16.500   1.1612   0.19005   0.18309  -0.1528   0.4208   0.5130
  17.000   1.2084   0.19154   0.18504  -0.1564   0.4040   1.0000
  17.250   1.2237   0.19199   0.18548  -0.1561   0.3953   1.0000
  17.500   1.2470   0.19128   0.18473  -0.1555   0.3868   1.0000
  17.750   1.3042   0.18657   0.17991  -0.1536   0.3831   1.0000
  18.000   1.2899   0.18976   0.18318  -0.1541   0.3695   1.0000
  18.250   1.3399   0.18493   0.17832  -0.1522   0.3664   1.0000
  18.500   1.3324   0.18760   0.18106  -0.1525   0.3526   1.0000
  18.750   1.3745   0.18316   0.17662  -0.1507   0.3496   1.0000
  19.000   1.3686   0.18603   0.17958  -0.1511   0.3362   1.0000
  19.250   1.4015   0.18300   0.17659  -0.1497   0.3332   1.0000
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)