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