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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 13.66 at α=19.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe531-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe531-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.750   0.3741   0.15253   0.14755  -0.1956   0.8074   0.0325
 -19.500   0.3834   0.15099   0.14596  -0.1973   0.8050   0.0330
 -19.250   0.3926   0.14945   0.14437  -0.1991   0.8029   0.0336
 -19.000   0.4021   0.14784   0.14269  -0.2011   0.8011   0.0343
 -18.750   0.4117   0.14612   0.14090  -0.2032   0.7994   0.0353
 -18.500   0.4173   0.14477   0.13955  -0.2044   0.7974   0.0360
 -18.000   0.4294   0.14751   0.14193  -0.2238   0.8072   0.0365
 -17.750   0.4399   0.14527   0.13964  -0.2250   0.8044   0.0369
 -17.500   0.4509   0.14317   0.13748  -0.2266   0.8020   0.0376
 -17.250   0.4625   0.14102   0.13526  -0.2286   0.7998   0.0384
 -17.000   0.4698   0.13919   0.13343  -0.2293   0.7974   0.0393
 -16.750   0.4750   0.13756   0.13181  -0.2299   0.7949   0.0404
 -16.500   0.4767   0.13691   0.13118  -0.2308   0.7925   0.0406
 -16.250   0.4889   0.13369   0.12794  -0.2316   0.7902   0.0409
 -16.000   0.4991   0.13160   0.12583  -0.2325   0.7881   0.0414
 -15.750   0.5091   0.12969   0.12389  -0.2336   0.7861   0.0422
 -15.500   0.5192   0.12778   0.12193  -0.2349   0.7842   0.0430
 -15.250   0.5294   0.12582   0.11992  -0.2364   0.7823   0.0442
 -15.000   0.5353   0.12458   0.11865  -0.2377   0.7804   0.0451
 -14.750   0.5372   0.12340   0.11751  -0.2376   0.7783   0.0453
 -14.500   0.5465   0.12097   0.11510  -0.2376   0.7762   0.0456
 -14.250   0.5549   0.11919   0.11334  -0.2378   0.7742   0.0462
 -14.000   0.5631   0.11760   0.11175  -0.2383   0.7723   0.0468
 -13.750   0.5713   0.11599   0.11013  -0.2388   0.7705   0.0479
 -13.500   0.5795   0.11438   0.10850  -0.2395   0.7689   0.0489
 -13.250   0.5870   0.11293   0.10703  -0.2404   0.7673   0.0497
 -13.000   0.5916   0.11229   0.10636  -0.2415   0.7657   0.0501
 -12.750   0.6017   0.11014   0.10417  -0.2425   0.7643   0.0503
 -12.500   0.6151   0.10783   0.10182  -0.2435   0.7627   0.0507
 -12.250   0.6196   0.10654   0.10059  -0.2425   0.7610   0.0511
 -12.000   0.6232   0.10545   0.09955  -0.2415   0.7590   0.0516
 -11.750   0.6275   0.10436   0.09851  -0.2407   0.7570   0.0521
 -11.500   0.6322   0.10326   0.09744  -0.2401   0.7552   0.0526
 -11.250   0.6373   0.10212   0.09632  -0.2396   0.7535   0.0532
 -11.000   0.6430   0.10096   0.09517  -0.2393   0.7519   0.0538
 -10.750   0.6487   0.09987   0.09408  -0.2393   0.7503   0.0546
 -10.500   0.6537   0.09902   0.09322  -0.2394   0.7488   0.0550
 -10.250   0.6580   0.09846   0.09265  -0.2397   0.7473   0.0552
  -9.750   0.6738   0.09597   0.09011  -0.2409   0.7443   0.0555
  -9.500   0.6724   0.09491   0.08914  -0.2378   0.7424   0.0556
  -9.250   0.6687   0.09429   0.08862  -0.2344   0.7403   0.0559
  -9.000   0.6640   0.09397   0.08839  -0.2310   0.7382   0.0561
  -8.750   0.1546   0.14817   0.14410  -0.1143   0.6976   0.0519
  -8.500   0.1420   0.14882   0.14479  -0.1109   0.6947   0.0522
  -8.250   0.1440   0.14755   0.14351  -0.1103   0.6932   0.0527
  -8.000   0.1502   0.14571   0.14165  -0.1105   0.6921   0.0534
  -7.750   0.1584   0.14362   0.13954  -0.1112   0.6912   0.0542
  -7.500   0.1219   0.14737   0.14338  -0.1034   0.6856   0.0541
  -7.250   0.1512   0.14272   0.13864  -0.1085   0.6870   0.0549
  -7.000   0.1694   0.13976   0.13562  -0.1124   0.6879   0.0552
  -5.750  -0.1020   0.16956   0.16616  -0.0608   0.6833   0.0542
  -5.500  -0.1156   0.16930   0.16593  -0.0579   0.6797   0.0545
  -5.250  -0.1220   0.16847   0.16510  -0.0565   0.6775   0.0548
  -5.000  -0.1259   0.16738   0.16401  -0.0558   0.6755   0.0550
  -4.750  -0.1335   0.16669   0.16331  -0.0548   0.6739   0.0552
  -4.250  -0.1294   0.16392   0.16050  -0.0568   0.6720   0.0554
  -4.000  -0.1103   0.16032   0.15688  -0.0572   0.6714   0.0556
  -3.750  -0.0933   0.15784   0.15437  -0.0583   0.6709   0.0559
  -3.500  -0.1901   0.16396   0.16070  -0.0442   0.6629   0.0555
  -3.250  -0.1891   0.16184   0.15858  -0.0428   0.6603   0.0557
  -3.000  -0.1840   0.15971   0.15644  -0.0424   0.6583   0.0559
  -2.750  -0.1748   0.15753   0.15425  -0.0429   0.6566   0.0563
  -2.500  -0.1628   0.15543   0.15213  -0.0441   0.6555   0.0567
  -2.250  -0.1475   0.15334   0.15001  -0.0460   0.6546   0.0573
  -2.000  -0.1306   0.15140   0.14805  -0.0484   0.6539   0.0580
  -1.750  -0.1107   0.14955   0.14616  -0.0514   0.6534   0.0588
  -1.500  -0.0858   0.14781   0.14438  -0.0557   0.6530   0.0598
  -1.250  -0.1663   0.15027   0.14701  -0.0426   0.6443   0.0588
  -1.000  -0.1531   0.14837   0.14509  -0.0448   0.6420   0.0597
  -0.750  -0.1283   0.14653   0.14320  -0.0503   0.6403   0.0605
  -0.500  -0.0844   0.14486   0.14143  -0.0615   0.6389   0.0610
  -0.250  -0.1237   0.14658   0.14348  -0.0465   0.6275   0.0610
   0.000  -0.1193   0.14427   0.14118  -0.0451   0.6251   0.0613
   0.250  -0.1084   0.14229   0.13919  -0.0453   0.6233   0.0616
   0.500  -0.0914   0.14045   0.13733  -0.0469   0.6219   0.0621
   0.750  -0.0694   0.13873   0.13558  -0.0497   0.6207   0.0628
   1.000  -0.0441   0.13723   0.13404  -0.0532   0.6199   0.0636
   1.250  -0.0154   0.13591   0.13268  -0.0574   0.6193   0.0646
   1.500   0.0242   0.13499   0.13169  -0.0644   0.6188   0.0662
   1.750   0.0613   0.13319   0.12961  -0.0787   0.6219   0.0665
   2.000   0.1143   0.13200   0.12832  -0.0888   0.6208   0.0670
   2.250   0.1306   0.13031   0.12663  -0.0886   0.6201   0.0673
   2.500   0.1542   0.12930   0.12560  -0.0902   0.6194   0.0679
   2.750   0.1852   0.12880   0.12507  -0.0935   0.6189   0.0688
   3.000   0.2229   0.12866   0.12487  -0.0981   0.6186   0.0702
   3.250   0.2752   0.12910   0.12522  -0.1062   0.6182   0.0727
   3.500   0.1994   0.12829   0.12460  -0.0948   0.6077   0.0709
   3.750   0.2758   0.12861   0.12471  -0.1096   0.6060   0.0735
   4.000   0.2905   0.12739   0.12350  -0.1090   0.6047   0.0739
   4.250   0.3124   0.12680   0.12290  -0.1098   0.6037   0.0746
   4.500   0.3429   0.12671   0.12278  -0.1124   0.6029   0.0759
   4.750   0.3847   0.12700   0.12299  -0.1171   0.6022   0.0786
   5.000   0.4489   0.12767   0.12348  -0.1265   0.6017   0.0812
   5.250   0.4781   0.12836   0.12415  -0.1278   0.6014   0.0823
   5.500   0.4366   0.12681   0.12270  -0.1228   0.5883   0.0819
   5.750   0.4670   0.12677   0.12263  -0.1243   0.5868   0.0850
   6.000   0.5225   0.12714   0.12283  -0.1310   0.5858   0.0898
   6.250   0.5546   0.12773   0.12338  -0.1324   0.5851   0.0917
   6.500   0.6356   0.12693   0.12209  -0.1430   0.5847   0.0806
   7.500   0.6298   0.12893   0.12439  -0.1354   0.5562   0.1042
   7.750   0.7130   0.12572   0.12016  -0.1442   0.5545   0.1054
   8.000   0.7592   0.12518   0.11922  -0.1458   0.5526   0.1197
   8.250   0.7647   0.12466   0.11917  -0.1430   0.5375   0.1232
   8.500   0.7709   0.12534   0.12000  -0.1412   0.5267   0.1362
   8.750   0.8049   0.12501   0.11936  -0.1425   0.5230   0.1465
   9.000   0.8347   0.12455   0.11888  -0.1425   0.5208   0.1488
   9.250   0.8783   0.12351   0.11731  -0.1442   0.5196   0.1417
   9.500   0.9164   0.12299   0.11651  -0.1451   0.5187   0.1419
   9.750   0.9544   0.12266   0.11597  -0.1460   0.5180   0.1437
  10.000   0.9427   0.12431   0.11765  -0.1439   0.5037   0.1441
  10.250   0.9553   0.12546   0.11877  -0.1435   0.4965   0.1462
  10.500   1.0023   0.12425   0.11756  -0.1447   0.5000   0.1510
  10.750   1.0004   0.12614   0.11948  -0.1435   0.4882   0.1527
  11.000   1.0329   0.12603   0.11933  -0.1444   0.4868   0.1581
  11.250   1.0515   0.12724   0.12057  -0.1449   0.4809   0.1635
  11.500   1.0949   0.12622   0.11956  -0.1462   0.4833   0.1779
  11.750   1.0921   0.12841   0.12186  -0.1450   0.4711   0.1847
  12.000   1.1210   0.12800   0.12148  -0.1451   0.4698   0.2123
  12.250   1.1479   0.12739   0.12095  -0.1448   0.4688   0.2411
  12.500   1.1764   0.12663   0.12020  -0.1446   0.4680   0.2649
  12.750   1.1674   0.12971   0.12336  -0.1433   0.4540   0.2702
  13.000   1.1938   0.12926   0.12293  -0.1433   0.4528   0.2871
  13.250   1.1883   0.13248   0.12622  -0.1424   0.4409   0.2929
  13.500   1.2110   0.13245   0.12623  -0.1423   0.4384   0.3071
  13.750   1.2356   0.13213   0.12595  -0.1422   0.4369   0.3246
  14.000   1.2618   0.13157   0.12543  -0.1421   0.4358   0.3413
  14.250   1.2883   0.13084   0.12474  -0.1420   0.4349   0.3564
  14.500   1.3153   0.12994   0.12388  -0.1418   0.4336   0.3679
  14.750   1.3033   0.13405   0.12803  -0.1408   0.4202   0.3719
  15.000   1.3335   0.13250   0.12651  -0.1406   0.4191   0.3858
  15.250   1.3641   0.13097   0.12501  -0.1405   0.4182   0.4018
  15.500   1.3946   0.12950   0.12358  -0.1405   0.4176   0.4210
  17.750   1.6071   0.13043   0.12530  -0.1460   0.3811   1.0000
  18.000   1.6080   0.13290   0.12783  -0.1453   0.3720   1.0000
  18.250   1.6387   0.13132   0.12626  -0.1452   0.3696   1.0000
  18.500   1.6773   0.12874   0.12368  -0.1454   0.3674   1.0000
  18.750   1.6787   0.13104   0.12604  -0.1447   0.3580   1.0000
  19.000   1.7105   0.12933   0.12432  -0.1447   0.3525   1.0000
  19.250   1.7425   0.12755   0.12250  -0.1448   0.3461   1.0000
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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