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

Polar data table (+)

Polar graphs


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