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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)