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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.24 at α=16.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe531-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe531-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2936   0.22743   0.22163  -0.0369   0.9472   0.0874
 -10.500  -0.3037   0.22559   0.21981  -0.0348   0.9436   0.0880
 -10.000  -0.3002   0.22374   0.21798  -0.0365   0.9335   0.0891
  -9.750  -0.2865   0.22094   0.21514  -0.0380   0.9308   0.0902
  -9.500  -0.2796   0.22025   0.21443  -0.0389   0.9290   0.0913
  -9.250  -0.2912   0.21692   0.21114  -0.0355   0.9246   0.0919
  -9.000  -0.2896   0.21514   0.20936  -0.0354   0.9193   0.0930
  -8.750  -0.2835   0.21404   0.20824  -0.0366   0.9154   0.0944
  -8.500  -0.2751   0.21409   0.20827  -0.0388   0.9125   0.0960
  -8.250  -0.2758   0.21491   0.20907  -0.0393   0.9104   0.0970
  -8.000  -0.2925   0.21300   0.20720  -0.0360   0.9049   0.0973
  -7.500  -0.2902   0.21102   0.20523  -0.0369   0.8965   0.0981
  -7.250  -0.2756   0.20773   0.20191  -0.0380   0.8941   0.0990
  -7.000  -0.2632   0.20733   0.20148  -0.0397   0.8924   0.1002
  -6.750  -0.2809   0.20397   0.19817  -0.0351   0.8892   0.1007
  -6.500  -0.2846   0.20182   0.19604  -0.0336   0.8836   0.1016
  -6.250  -0.2817   0.20046   0.19467  -0.0338   0.8794   0.1027
  -6.000  -0.2759   0.19968   0.19388  -0.0348   0.8763   0.1040
  -5.750  -0.2684   0.20010   0.19427  -0.0365   0.8741   0.1054
  -5.500  -0.2794   0.19894   0.19313  -0.0342   0.8721   0.1061
  -5.250  -0.2953   0.19693   0.19116  -0.0309   0.8670   0.1066
  -5.000  -0.3045   0.19701   0.19125  -0.0299   0.8624   0.1072
  -4.750  -0.3157   0.19838   0.19263  -0.0292   0.8588   0.1076
  -4.500  -0.3112   0.19743   0.19169  -0.0302   0.8563   0.1081
  -4.250  -0.2896   0.19383   0.18806  -0.0314   0.8549   0.1094
  -4.000  -0.3077   0.19068   0.18496  -0.0268   0.8522   0.1097
  -3.750  -0.3149   0.18804   0.18235  -0.0244   0.8471   0.1106
  -3.500  -0.3135   0.18621   0.18051  -0.0240   0.8430   0.1118
  -3.250  -0.3087   0.18483   0.17912  -0.0245   0.8399   0.1131
  -3.000  -0.3006   0.18409   0.17835  -0.0260   0.8376   0.1146
  -2.750  -0.2887   0.18461   0.17884  -0.0287   0.8361   0.1163
  -2.500  -0.3059   0.18121   0.17549  -0.0251   0.8336   0.1168
  -2.250  -0.3086   0.17945   0.17373  -0.0253   0.8289   0.1178
  -2.000  -0.2975   0.17969   0.17392  -0.0301   0.8246   0.1187
  -1.750  -0.2833   0.17829   0.17251  -0.0335   0.8215   0.1192
  -1.500  -0.2754   0.17477   0.16899  -0.0318   0.8194   0.1201
  -1.250  -0.2610   0.17361   0.16780  -0.0328   0.8179   0.1215
  -1.000  -0.2690   0.17028   0.16450  -0.0303   0.8159   0.1224
  -0.750  -0.2703   0.16735   0.16159  -0.0292   0.8118   0.1235
  -0.500  -0.2611   0.16537   0.15960  -0.0303   0.8080   0.1252
  -0.250  -0.2455   0.16391   0.15810  -0.0330   0.8049   0.1274
   0.000  -0.2136   0.16428   0.15837  -0.0407   0.8023   0.1304
   0.250  -0.1753   0.16516   0.15916  -0.0497   0.8003   0.1318
   0.500  -0.1670   0.16305   0.15705  -0.0483   0.7992   0.1329
   0.750  -0.1796   0.15824   0.15230  -0.0446   0.7962   0.1336
   1.000  -0.1735   0.15561   0.14968  -0.0442   0.7920   0.1352
   1.250  -0.1578   0.15393   0.14798  -0.0459   0.7886   0.1377
   1.500  -0.1315   0.15319   0.14718  -0.0504   0.7858   0.1417
   1.750  -0.0750   0.15536   0.14919  -0.0633   0.7834   0.1457
   2.000  -0.0669   0.15299   0.14686  -0.0616   0.7820   0.1475
   2.250  -0.0478   0.15286   0.14669  -0.0630   0.7808   0.1510
   2.500  -0.0528   0.14860   0.14248  -0.0613   0.7775   0.1528
   2.750   0.0144   0.15246   0.14611  -0.0770   0.7727   0.1603
   3.000   0.0154   0.14839   0.14211  -0.0741   0.7697   0.1613
   3.250   0.0266   0.14624   0.13999  -0.0735   0.7672   0.1635
   3.500   0.0505   0.14591   0.13962  -0.0758   0.7650   0.1679
   3.750   0.1228   0.15133   0.14480  -0.0902   0.7633   0.1770
   4.000   0.1230   0.14828   0.14181  -0.0878   0.7618   0.1784
   4.250   0.1197   0.14433   0.13793  -0.0855   0.7578   0.1802
   4.500   0.1359   0.14317   0.13676  -0.0865   0.7538   0.1848
   4.750   0.1929   0.14653   0.13993  -0.0971   0.7499   0.1944
   5.000   0.2051   0.14466   0.13811  -0.0963   0.7473   0.1973
   5.250   0.2343   0.14599   0.13939  -0.0990   0.7454   0.2045
   5.500   0.2832   0.15022   0.14348  -0.1067   0.7440   0.2140
   5.750   0.2693   0.14459   0.13795  -0.1032   0.7393   0.2156
   6.000   0.2866   0.14405   0.13740  -0.1041   0.7342   0.2234
   6.250   0.3217   0.14547   0.13874  -0.1087   0.7303   0.2335
   6.500   0.3677   0.14940   0.14252  -0.1149   0.7273   0.2489
   6.750   0.3925   0.15126   0.14439  -0.1160   0.7258   0.2566
   7.000   0.3838   0.14695   0.14014  -0.1140   0.7206   0.2612
   7.250   0.4083   0.14739   0.14053  -0.1165   0.7148   0.2704
   7.500   0.3359   0.14389   0.13816  -0.1014   0.6769   0.2741
   7.750   0.3691   0.14661   0.14082  -0.1053   0.6728   0.2901
   8.000   0.4839   0.15237   0.14535  -0.1231   0.7051   0.3221
   8.250   0.4939   0.15143   0.14441  -0.1233   0.6981   0.3389
   8.500   0.5142   0.15209   0.14506  -0.1240   0.6934   0.3625
   8.750   0.5427   0.15483   0.14774  -0.1256   0.6901   0.4154
   9.000   0.4541   0.15108   0.14529  -0.1131   0.6503   0.4147
   9.250   0.4601   0.15005   0.14432  -0.1128   0.6432   0.4674
   9.500   0.4755   0.15075   0.14506  -0.1129   0.6393   0.5637
   9.750   0.5041   0.15370   0.14790  -0.1153   0.6366   0.6420
  10.000   0.5286   0.15694   0.15096  -0.1180   0.6345   0.6821
  10.250   0.5273   0.15428   0.14833  -0.1181   0.6267   0.6939
  10.500   0.5547   0.15696   0.15083  -0.1211   0.6218   0.7056
  10.750   0.5883   0.16163   0.15533  -0.1248   0.6189   0.6952
  11.000   0.5953   0.16228   0.15598  -0.1262   0.6158   0.6639
  11.250   0.6077   0.16294   0.15664  -0.1279   0.6089   0.6147
  11.500   0.6361   0.16647   0.16008  -0.1310   0.6040   0.5320
  11.750   0.6739   0.17261   0.16600  -0.1350   0.6014   0.4235
  12.000   0.6684   0.17048   0.16390  -0.1349   0.5973   0.4042
  12.250   0.6826   0.17180   0.16514  -0.1361   0.5914   0.3843
  12.500   0.7052   0.17473   0.16792  -0.1377   0.5871   0.3673
  12.750   0.7341   0.18010   0.17309  -0.1397   0.5847   0.3537
  13.000   0.7260   0.17803   0.17108  -0.1392   0.5804   0.3532
  13.250   0.7376   0.17939   0.17237  -0.1398   0.5742   0.3561
  13.500   0.7565   0.18227   0.17517  -0.1405   0.5699   0.3640
  13.750   0.7782   0.18703   0.17978  -0.1415   0.5675   0.3716
  14.000   0.7686   0.18466   0.17750  -0.1409   0.5606   0.3765
  14.250   0.7834   0.18679   0.17959  -0.1412   0.5547   0.3947
  14.500   0.8061   0.19151   0.18422  -0.1419   0.5515   0.4240
  14.750   0.7960   0.18987   0.18267  -0.1413   0.5450   0.4345
  15.000   0.8079   0.19174   0.18455  -0.1414   0.5384   0.4696
  15.250   0.8299   0.19643   0.18925  -0.1419   0.5348   0.5220
  15.500   0.8188   0.19501   0.18795  -0.1416   0.5273   0.5357
  15.750   0.8333   0.19745   0.19050  -0.1422   0.5207   0.5757
  16.000   0.8459   0.20090   0.19413  -0.1433   0.5167   0.6222
  16.250   0.8426   0.19937   0.19283  -0.1432   0.5070   1.0000
  16.500   0.8637   0.20363   0.19703  -0.1440   0.5018   1.0000
  16.750   0.8557   0.20379   0.19727  -0.1443   0.4941   1.0000
  17.000   0.8705   0.20660   0.20006  -0.1449   0.4866   1.0000
  17.250   0.8727   0.20894   0.20243  -0.1456   0.4816   1.0000
  17.500   0.8789   0.21060   0.20411  -0.1461   0.4716   1.0000
  17.750   0.8932   0.21465   0.20814  -0.1468   0.4668   1.0000
  18.000   0.8893   0.21510   0.20868  -0.1473   0.4560   1.0000
  18.250   0.9049   0.21918   0.21274  -0.1480   0.4500   1.0000
  18.500   0.9032   0.21988   0.21351  -0.1485   0.4376   1.0000
  18.750   0.9051   0.22232   0.21599  -0.1492   0.4284   1.0000
  19.000   0.9280   0.22642   0.22007  -0.1497   0.4169   1.0000
  19.250   0.9226   0.22701   0.22076  -0.1503   0.4028   1.0000
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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