GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 9.9 at α=18.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe531-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe531-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 0.3041 0.17228 0.16528 -0.1931 0.8208 0.0403
-19.500 0.3130 0.17018 0.16313 -0.1948 0.8171 0.0409
-19.250 0.3194 0.16844 0.16139 -0.1958 0.8127 0.0411
-18.750 0.3375 0.16398 0.15686 -0.1986 0.8059 0.0416
-18.500 0.3487 0.16161 0.15441 -0.2004 0.8032 0.0421
-18.250 0.3600 0.15933 0.15206 -0.2023 0.8009 0.0426
-18.000 0.3667 0.15759 0.15033 -0.2029 0.7975 0.0432
-17.750 0.3742 0.15576 0.14849 -0.2038 0.7944 0.0439
-17.500 0.3822 0.15389 0.14660 -0.2049 0.7915 0.0447
-17.250 0.3902 0.15201 0.14468 -0.2062 0.7890 0.0453
-17.000 0.3983 0.15015 0.14277 -0.2075 0.7867 0.0455
-16.750 0.4074 0.14827 0.14082 -0.2092 0.7846 0.0456
-16.500 0.4184 0.14574 0.13824 -0.2106 0.7826 0.0459
-16.250 0.4248 0.14392 0.13644 -0.2108 0.7797 0.0464
-16.000 0.4317 0.14221 0.13474 -0.2111 0.7769 0.0468
-15.750 0.4392 0.14047 0.13299 -0.2118 0.7744 0.0474
-15.500 0.4473 0.13869 0.13118 -0.2126 0.7721 0.0481
-15.250 0.4556 0.13689 0.12935 -0.2136 0.7702 0.0491
-15.000 0.4636 0.13513 0.12755 -0.2147 0.7684 0.0498
-14.750 0.4719 0.13343 0.12581 -0.2159 0.7668 0.0501
-14.500 0.4805 0.13176 0.12408 -0.2174 0.7653 0.0503
-14.250 0.4868 0.13007 0.12241 -0.2177 0.7635 0.0504
-14.000 0.4924 0.12830 0.12067 -0.2172 0.7613 0.0508
-13.750 0.4977 0.12683 0.11923 -0.2168 0.7590 0.0512
-13.500 0.5034 0.12535 0.11776 -0.2167 0.7567 0.0518
-13.250 0.5098 0.12384 0.11626 -0.2168 0.7545 0.0524
-13.000 0.5167 0.12228 0.11468 -0.2172 0.7526 0.0532
-12.750 0.5241 0.12072 0.11310 -0.2177 0.7508 0.0542
-12.500 0.5308 0.11932 0.11166 -0.2184 0.7493 0.0549
-12.250 0.5379 0.11795 0.11026 -0.2193 0.7479 0.0552
-12.000 0.5453 0.11661 0.10888 -0.2203 0.7466 0.0553
-11.750 0.5507 0.11488 0.10719 -0.2197 0.7450 0.0555
-11.500 0.5493 0.11402 0.10641 -0.2172 0.7427 0.0559
-11.250 0.5476 0.11334 0.10580 -0.2150 0.7403 0.0563
-11.000 0.5470 0.11258 0.10509 -0.2130 0.7379 0.0568
-10.750 0.5479 0.11169 0.10423 -0.2115 0.7356 0.0574
-10.500 0.5506 0.11065 0.10321 -0.2106 0.7336 0.0579
-10.250 0.5546 0.10945 0.10201 -0.2100 0.7319 0.0588
-10.000 0.5597 0.10823 0.10078 -0.2099 0.7304 0.0595
-9.750 0.5633 0.10732 0.09984 -0.2099 0.7291 0.0604
-9.500 0.5672 0.10653 0.09903 -0.2103 0.7278 0.0606
-9.000 0.4586 0.11470 0.10778 -0.1800 0.7164 0.0605
-8.750 0.2591 0.13518 0.12897 -0.1329 0.6961 0.0575
-8.500 0.2530 0.13485 0.12866 -0.1306 0.6934 0.0580
-8.250 0.2523 0.13383 0.12764 -0.1294 0.6917 0.0587
-8.000 0.1681 0.14375 0.13785 -0.1120 0.6792 0.0577
-7.750 0.1599 0.14355 0.13767 -0.1094 0.6759 0.0582
-7.500 0.1585 0.14250 0.13662 -0.1083 0.6740 0.0589
-7.250 0.1581 0.14131 0.13543 -0.1076 0.6726 0.0598
-7.000 0.1564 0.14031 0.13441 -0.1072 0.6713 0.0604
-6.750 0.0981 0.14652 0.14083 -0.0950 0.6614 0.0601
-6.500 0.0866 0.14656 0.14090 -0.0925 0.6579 0.0603
-6.250 0.0792 0.14606 0.14041 -0.0911 0.6558 0.0606
-6.000 0.0727 0.14537 0.13972 -0.0899 0.6542 0.0607
-5.750 0.0785 0.14287 0.13722 -0.0893 0.6532 0.0609
-5.500 0.0844 0.14055 0.13489 -0.0887 0.6523 0.0613
-5.250 0.0203 0.14696 0.14151 -0.0775 0.6421 0.0610
-5.000 0.0168 0.14561 0.14017 -0.0755 0.6396 0.0613
-4.750 0.0133 0.14432 0.13889 -0.0737 0.6378 0.0616
-4.500 0.0107 0.14288 0.13745 -0.0722 0.6365 0.0621
-4.250 0.0114 0.14120 0.13576 -0.0714 0.6353 0.0626
-4.000 0.0157 0.13922 0.13377 -0.0713 0.6344 0.0632
-3.750 -0.0356 0.14384 0.13856 -0.0627 0.6255 0.0629
-3.500 -0.0373 0.14250 0.13723 -0.0619 0.6229 0.0635
-3.250 -0.0342 0.14073 0.13545 -0.0619 0.6211 0.0641
-3.000 -0.0284 0.13878 0.13348 -0.0627 0.6198 0.0650
-2.750 -0.0189 0.13666 0.13133 -0.0645 0.6187 0.0658
-2.500 -0.0035 0.13452 0.12914 -0.0686 0.6177 0.0664
-2.250 -0.0387 0.13754 0.13229 -0.0629 0.6110 0.0664
-2.000 -0.0319 0.13632 0.13107 -0.0651 0.6080 0.0666
-1.750 -0.0292 0.13402 0.12878 -0.0630 0.6061 0.0672
-1.500 -0.0185 0.13190 0.12664 -0.0634 0.6045 0.0680
-1.250 -0.0032 0.12974 0.12445 -0.0650 0.6032 0.0691
-1.000 0.0154 0.12755 0.12222 -0.0676 0.6023 0.0701
-0.750 0.0398 0.12526 0.11986 -0.0717 0.6015 0.0717
-0.500 0.0200 0.12718 0.12188 -0.0690 0.5961 0.0718
-0.250 0.0364 0.12650 0.12117 -0.0731 0.5933 0.0726
0.000 0.0675 0.12505 0.11964 -0.0799 0.5912 0.0730
0.250 0.0827 0.12284 0.11742 -0.0809 0.5895 0.0734
0.500 0.0951 0.12087 0.11543 -0.0804 0.5881 0.0745
0.750 0.1183 0.11922 0.11374 -0.0828 0.5870 0.0767
1.000 0.1700 0.11776 0.11213 -0.0929 0.5861 0.0800
1.250 0.2132 0.11585 0.11011 -0.1003 0.5854 0.0805
1.750 0.1993 0.11711 0.11149 -0.0963 0.5782 0.0812
2.000 0.2135 0.11637 0.11075 -0.0970 0.5760 0.0822
2.250 0.2377 0.11540 0.10974 -0.0996 0.5742 0.0838
2.500 0.2950 0.11479 0.10894 -0.1100 0.5727 0.0890
2.750 0.3092 0.11346 0.10762 -0.1095 0.5715 0.0902
3.000 0.3353 0.11256 0.10667 -0.1116 0.5706 0.0922
3.250 0.3838 0.11221 0.10616 -0.1189 0.5698 0.0971
3.500 0.4211 0.11120 0.10505 -0.1234 0.5692 0.0989
4.000 0.4097 0.11399 0.10798 -0.1197 0.5612 0.1016
4.500 0.4872 0.11449 0.10817 -0.1302 0.5575 0.1081
4.750 0.5294 0.11237 0.10580 -0.1355 0.5564 0.0883
5.000 0.5543 0.11216 0.10553 -0.1368 0.5553 0.0876
5.500 0.6128 0.11203 0.10522 -0.1406 0.5535 0.0911
5.750 0.6468 0.11183 0.10487 -0.1431 0.5528 0.0918
6.000 0.6262 0.11494 0.10808 -0.1406 0.5451 0.0916
6.250 0.6502 0.11539 0.10842 -0.1421 0.5430 0.0920
6.500 0.6782 0.11558 0.10848 -0.1437 0.5411 0.0948
6.750 0.7138 0.11529 0.10795 -0.1463 0.5395 0.0961
7.000 0.7511 0.11489 0.10724 -0.1489 0.5383 0.0988
7.250 0.7781 0.11506 0.10737 -0.1492 0.5372 0.1012
7.750 0.8075 0.11652 0.10847 -0.1495 0.5248 0.1047
8.000 0.8443 0.11621 0.10768 -0.1514 0.5230 0.1094
8.250 0.8735 0.11622 0.10761 -0.1519 0.5216 0.1115
8.500 0.9049 0.11650 0.10776 -0.1529 0.5205 0.1156
8.750 0.8918 0.11988 0.11119 -0.1513 0.5103 0.1168
9.000 0.9244 0.12064 0.11173 -0.1531 0.5079 0.1211
9.250 0.9533 0.12107 0.11216 -0.1540 0.5061 0.1243
9.500 0.9846 0.12134 0.11236 -0.1550 0.5047 0.1304
10.000 1.0001 0.12520 0.11628 -0.1540 0.4920 0.1372
10.250 1.0260 0.12553 0.11659 -0.1543 0.4900 0.1436
10.500 1.0529 0.12563 0.11670 -0.1545 0.4885 0.1525
11.000 1.0700 0.12872 0.11989 -0.1530 0.4749 0.1685
11.250 1.0941 0.12874 0.11994 -0.1528 0.4729 0.1848
11.500 1.1188 0.12862 0.11986 -0.1526 0.4715 0.2048
11.750 1.1107 0.13182 0.12315 -0.1512 0.4597 0.2120
12.000 1.1322 0.13194 0.12329 -0.1509 0.4573 0.2303
12.250 1.1554 0.13186 0.12323 -0.1506 0.4556 0.2482
12.750 1.1705 0.13503 0.12650 -0.1491 0.4415 0.2769
13.000 1.1930 0.13485 0.12636 -0.1487 0.4395 0.2958
13.500 1.2081 0.13823 0.12983 -0.1475 0.4255 0.3134
13.750 1.2296 0.13821 0.12983 -0.1472 0.4236 0.3241
14.000 1.2521 0.13805 0.12969 -0.1469 0.4222 0.3338
14.500 1.2627 0.14225 0.13401 -0.1460 0.4080 0.3484
15.000 1.2762 0.14618 0.13805 -0.1453 0.3952 0.3635
15.250 1.2946 0.14654 0.13847 -0.1451 0.3928 0.3764
15.500 1.3151 0.14659 0.13861 -0.1449 0.3911 0.3915
15.750 1.3356 0.14661 0.13869 -0.1447 0.3893 0.4095
16.750 1.3787 0.15297 0.14570 -0.1462 0.3621 1.0000
17.250 1.4299 0.15036 0.14308 -0.1449 0.3571 1.0000
17.750 1.4455 0.15341 0.14622 -0.1443 0.3426 1.0000
18.750 1.5163 0.15320 0.14614 -0.1425 0.3223 1.0000
19.000 1.5206 0.15524 0.14825 -0.1423 0.3144 1.0000
19.250 1.5318 0.15619 0.14928 -0.1420 0.3076 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)