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

Polar data table (+)

Polar graphs


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