GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 13.54 at α=17.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe531-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe531-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.250 0.3866 0.15229 0.14607 -0.2099 0.7531 0.0314
-18.000 0.3956 0.15021 0.14395 -0.2113 0.7508 0.0320
-17.750 0.4043 0.14806 0.14175 -0.2126 0.7487 0.0326
-17.500 0.4132 0.14593 0.13956 -0.2140 0.7467 0.0329
-17.250 0.4210 0.14386 0.13747 -0.2153 0.7447 0.0330
-17.000 0.4283 0.14186 0.13547 -0.2164 0.7426 0.0331
-16.750 0.4367 0.13979 0.13340 -0.2175 0.7406 0.0332
-16.500 0.4467 0.13769 0.13130 -0.2185 0.7386 0.0335
-16.250 0.4565 0.13580 0.12939 -0.2196 0.7368 0.0340
-16.000 0.4660 0.13395 0.12752 -0.2207 0.7350 0.0347
-15.750 0.4752 0.13204 0.12558 -0.2218 0.7333 0.0354
-15.500 0.4841 0.13008 0.12359 -0.2229 0.7318 0.0361
-15.250 0.4927 0.12809 0.12156 -0.2241 0.7303 0.0366
-15.000 0.5010 0.12610 0.11953 -0.2253 0.7288 0.0368
-14.750 0.5095 0.12419 0.11758 -0.2266 0.7275 0.0370
-14.500 0.5168 0.12240 0.11578 -0.2277 0.7262 0.0371
-14.250 0.5264 0.12031 0.11372 -0.2283 0.7248 0.0373
-14.000 0.5359 0.11852 0.11195 -0.2289 0.7233 0.0377
-13.750 0.5449 0.11686 0.11029 -0.2295 0.7216 0.0382
-13.500 0.5533 0.11518 0.10862 -0.2301 0.7199 0.0390
-13.250 0.5615 0.11347 0.10691 -0.2307 0.7183 0.0397
-13.000 0.5693 0.11173 0.10517 -0.2313 0.7169 0.0403
-12.750 0.5768 0.11001 0.10344 -0.2320 0.7155 0.0408
-12.500 0.5838 0.10832 0.10175 -0.2326 0.7142 0.0410
-12.250 0.5908 0.10669 0.10011 -0.2333 0.7129 0.0411
-12.000 0.5976 0.10513 0.09853 -0.2340 0.7116 0.0412
-11.750 0.6084 0.10310 0.09648 -0.2347 0.7105 0.0414
-11.500 0.6202 0.10136 0.09471 -0.2353 0.7093 0.0420
-11.250 0.6308 0.09974 0.09307 -0.2362 0.7080 0.0425
-11.000 0.6388 0.09831 0.09164 -0.2364 0.7068 0.0435
-10.750 0.6445 0.09692 0.09030 -0.2361 0.7054 0.0441
-10.500 0.6503 0.09554 0.08896 -0.2359 0.7039 0.0446
-10.250 0.6547 0.09416 0.08761 -0.2357 0.7025 0.0452
-10.000 0.6597 0.09284 0.08631 -0.2355 0.7010 0.0454
-9.750 0.6635 0.09158 0.08508 -0.2353 0.6997 0.0455
-9.500 0.6676 0.09034 0.08386 -0.2351 0.6984 0.0456
-9.250 0.6737 0.08884 0.08239 -0.2348 0.6970 0.0457
-9.000 0.6828 0.08721 0.08077 -0.2344 0.6958 0.0460
-8.750 0.6911 0.08587 0.07944 -0.2341 0.6945 0.0465
-8.500 0.6988 0.08465 0.07822 -0.2337 0.6932 0.0474
-8.250 0.7057 0.08339 0.07696 -0.2335 0.6918 0.0486
-8.000 0.7124 0.08210 0.07565 -0.2335 0.6905 0.0494
-7.750 0.7179 0.08081 0.07434 -0.2336 0.6892 0.0499
-7.500 0.7222 0.07966 0.07319 -0.2333 0.6880 0.0501
-7.250 0.7181 0.07898 0.07260 -0.2308 0.6867 0.0502
-7.000 0.7123 0.07838 0.07208 -0.2280 0.6852 0.0503
-6.750 0.7058 0.07783 0.07162 -0.2249 0.6836 0.0503
-6.500 0.6974 0.07737 0.07124 -0.2213 0.6818 0.0503
-6.250 0.6966 0.07630 0.07023 -0.2182 0.6801 0.0505
-6.000 0.6919 0.07564 0.06962 -0.2147 0.6782 0.0507
-5.750 0.6849 0.07511 0.06914 -0.2109 0.6765 0.0510
-5.500 0.6768 0.07464 0.06871 -0.2069 0.6748 0.0513
-5.250 0.6676 0.07422 0.06833 -0.2028 0.6733 0.0516
-5.000 0.6640 0.07360 0.06773 -0.1999 0.6720 0.0528
-4.750 0.6625 0.07274 0.06688 -0.1979 0.6708 0.0536
-4.500 0.6619 0.07179 0.06591 -0.1973 0.6695 0.0550
-4.250 0.4387 0.08376 0.07863 -0.1479 0.6582 0.0505
-4.000 0.2993 0.09532 0.09058 -0.1201 0.6452 0.0502
-3.750 0.3411 0.08984 0.08497 -0.1280 0.6476 0.0503
-3.500 0.3746 0.08576 0.08083 -0.1312 0.6488 0.0508
-3.250 0.4133 0.08199 0.07697 -0.1362 0.6498 0.0519
-3.000 0.4648 0.07725 0.07208 -0.1460 0.6510 0.0550
-1.500 0.2068 0.09781 0.09339 -0.0955 0.6025 0.0529
-1.000 0.2567 0.09324 0.08871 -0.1046 0.5999 0.0551
-0.500 0.2535 0.09334 0.08882 -0.1052 0.5877 0.0504
-0.250 0.2734 0.09168 0.08714 -0.1064 0.5869 0.0509
0.250 0.2699 0.09343 0.08893 -0.1051 0.5761 0.0486
0.500 0.3025 0.09135 0.08677 -0.1102 0.5744 0.0494
0.750 0.3301 0.08999 0.08538 -0.1133 0.5731 0.0516
1.000 0.3765 0.08694 0.08220 -0.1213 0.5723 0.0508
1.250 0.4096 0.08524 0.08043 -0.1252 0.5715 0.0510
1.500 0.4411 0.08384 0.07897 -0.1285 0.5708 0.0519
1.750 0.4770 0.08230 0.07735 -0.1326 0.5702 0.0533
2.000 0.5347 0.07938 0.07423 -0.1421 0.5699 0.0555
2.250 0.5603 0.07860 0.07342 -0.1433 0.5694 0.0562
2.500 0.5922 0.07754 0.07228 -0.1459 0.5689 0.0572
3.500 0.6562 0.08017 0.07471 -0.1507 0.5544 0.0620
4.000 0.7348 0.07723 0.07138 -0.1584 0.5535 0.0670
4.250 0.7585 0.07715 0.07127 -0.1586 0.5530 0.0680
4.750 0.7735 0.07976 0.07320 -0.1613 0.5409 0.0741
5.000 0.7932 0.08028 0.07375 -0.1607 0.5398 0.0751
5.250 0.8275 0.07902 0.07180 -0.1628 0.5392 0.0788
5.500 0.8538 0.07888 0.07135 -0.1631 0.5385 0.0807
5.750 0.8768 0.07907 0.07156 -0.1628 0.5378 0.0822
6.000 0.9001 0.07931 0.07175 -0.1626 0.5373 0.0840
6.250 0.9242 0.07952 0.07185 -0.1626 0.5368 0.0857
6.750 0.9009 0.08772 0.08011 -0.1577 0.5239 0.0868
7.250 0.9485 0.08807 0.08038 -0.1574 0.5221 0.0907
7.500 0.9735 0.08813 0.08043 -0.1574 0.5214 0.0927
7.750 0.9994 0.08815 0.08043 -0.1575 0.5208 0.0947
8.750 1.0424 0.09474 0.08714 -0.1542 0.5058 0.1024
9.000 1.0697 0.09480 0.08720 -0.1546 0.5051 0.1057
9.250 1.0980 0.09496 0.08736 -0.1553 0.5044 0.1092
10.250 1.1490 0.10129 0.09392 -0.1534 0.4890 0.1297
10.500 1.1748 0.10124 0.09394 -0.1536 0.4883 0.1443
10.750 1.2000 0.10110 0.09387 -0.1535 0.4876 0.1671
11.750 1.2079 0.11112 0.10417 -0.1485 0.4622 0.2109
12.000 1.2266 0.11155 0.10463 -0.1481 0.4596 0.2234
12.250 1.2482 0.11161 0.10471 -0.1478 0.4579 0.2343
12.500 1.2712 0.11146 0.10461 -0.1475 0.4567 0.2459
12.750 1.2951 0.11116 0.10434 -0.1473 0.4557 0.2599
13.000 1.3199 0.11073 0.10394 -0.1471 0.4548 0.2723
13.500 1.3311 0.11460 0.10794 -0.1452 0.4400 0.2841
13.750 1.3564 0.11405 0.10739 -0.1451 0.4388 0.2915
15.250 1.4126 0.12337 0.11699 -0.1413 0.3944 0.3279
16.250 1.4975 0.12334 0.11709 -0.1407 0.3735 0.3919
16.500 1.5112 0.12438 0.11822 -0.1405 0.3648 0.4474
17.000 1.5959 0.12434 0.11860 -0.1480 0.3502 1.0000
17.250 1.6220 0.12346 0.11763 -0.1479 0.3422 1.0000
17.500 1.6433 0.12316 0.11724 -0.1476 0.3316 1.0000
17.750 1.6642 0.12287 0.11683 -0.1473 0.3218 1.0000
18.000 1.6750 0.12397 0.11792 -0.1467 0.3130 1.0000
18.250 1.6880 0.12469 0.11858 -0.1462 0.3041 1.0000
18.500 1.6962 0.12611 0.12000 -0.1456 0.2957 1.0000
18.750 1.7036 0.12759 0.12147 -0.1449 0.2867 1.0000
19.000 1.7102 0.12921 0.12310 -0.1443 0.2782 1.0000
19.250 1.7134 0.13126 0.12516 -0.1437 0.2677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)