GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.13 at α=18.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe531-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe531-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.500 0.1978 0.19367 0.18529 -0.1646 0.8584 0.0563
-19.250 0.2136 0.19067 0.18222 -0.1679 0.8565 0.0572
-19.000 0.2007 0.19167 0.18329 -0.1634 0.8486 0.0578
-18.750 0.2061 0.19017 0.18178 -0.1640 0.8447 0.0587
-18.500 0.2155 0.18820 0.17976 -0.1657 0.8420 0.0596
-18.250 0.2268 0.18606 0.17757 -0.1681 0.8399 0.0602
-18.000 0.2389 0.18394 0.17539 -0.1708 0.8382 0.0605
-17.750 0.2195 0.18606 0.17762 -0.1649 0.8314 0.0606
-17.250 0.2234 0.18365 0.17521 -0.1639 0.8245 0.0611
-17.000 0.2344 0.18099 0.17252 -0.1655 0.8224 0.0618
-16.750 0.2468 0.17847 0.16994 -0.1676 0.8208 0.0627
-16.500 0.2603 0.17591 0.16732 -0.1701 0.8194 0.0639
-16.250 0.2129 0.18156 0.17321 -0.1568 0.8095 0.0639
-16.000 0.2132 0.18084 0.17248 -0.1560 0.8067 0.0647
-15.750 0.2179 0.17957 0.17120 -0.1565 0.8046 0.0654
-15.500 0.2256 0.17800 0.16959 -0.1578 0.8030 0.0660
-15.250 0.1705 0.18446 0.17629 -0.1429 0.7940 0.0658
-15.000 0.1595 0.18525 0.17712 -0.1396 0.7898 0.0661
-14.750 0.1603 0.18458 0.17645 -0.1393 0.7875 0.0663
-14.500 0.1640 0.18365 0.17549 -0.1399 0.7858 0.0665
-14.250 0.1724 0.18121 0.17304 -0.1407 0.7844 0.0668
-13.750 0.1069 0.18820 0.18031 -0.1237 0.7725 0.0669
-13.500 0.1082 0.18673 0.17885 -0.1228 0.7701 0.0675
-13.250 0.1121 0.18518 0.17729 -0.1227 0.7682 0.0682
-13.000 0.1171 0.18364 0.17573 -0.1229 0.7667 0.0692
-12.750 0.1238 0.18199 0.17406 -0.1236 0.7655 0.0703
-12.500 0.0764 0.18721 0.17947 -0.1124 0.7588 0.0702
-12.250 0.0647 0.18778 0.18009 -0.1091 0.7550 0.0707
-12.000 0.0613 0.18734 0.17967 -0.1078 0.7525 0.0715
-11.750 0.0602 0.18673 0.17906 -0.1072 0.7505 0.0722
-11.500 0.0609 0.18597 0.17830 -0.1070 0.7489 0.0726
-11.250 0.0639 0.18501 0.17732 -0.1075 0.7475 0.0728
-11.000 0.0680 0.18404 0.17634 -0.1084 0.7463 0.0730
-10.750 0.0224 0.18839 0.18088 -0.0979 0.7394 0.0730
-10.250 0.0114 0.18674 0.17931 -0.0937 0.7342 0.0735
-10.000 0.0118 0.18528 0.17785 -0.0927 0.7323 0.0740
-9.750 0.0148 0.18368 0.17625 -0.0923 0.7306 0.0748
-9.500 0.0200 0.18198 0.17454 -0.0925 0.7290 0.0756
-9.250 0.0268 0.18019 0.17273 -0.0931 0.7276 0.0769
-9.000 -0.0008 0.18217 0.17482 -0.0869 0.7229 0.0771
-8.750 -0.0165 0.18285 0.17558 -0.0833 0.7198 0.0777
-8.500 -0.0259 0.18287 0.17564 -0.0810 0.7174 0.0785
-8.250 -0.0320 0.18259 0.17539 -0.0796 0.7151 0.0793
-8.000 -0.0356 0.18215 0.17496 -0.0789 0.7129 0.0798
-7.750 -0.0374 0.18160 0.17440 -0.0787 0.7110 0.0801
-7.500 -0.0379 0.18097 0.17376 -0.0788 0.7093 0.0803
-7.250 -0.0263 0.17741 0.17019 -0.0792 0.7081 0.0809
-7.000 -0.0481 0.17820 0.17108 -0.0742 0.7047 0.0811
-6.750 -0.0643 0.17843 0.17139 -0.0704 0.7021 0.0814
-6.500 -0.0738 0.17791 0.17092 -0.0678 0.6994 0.0818
-6.250 -0.0790 0.17695 0.16999 -0.0660 0.6969 0.0825
-6.000 -0.0816 0.17578 0.16884 -0.0647 0.6946 0.0833
-5.750 -0.0829 0.17457 0.16764 -0.0638 0.6927 0.0841
-5.500 -0.0837 0.17335 0.16642 -0.0631 0.6911 0.0850
-5.250 -0.0853 0.17227 0.16534 -0.0623 0.6898 0.0859
-5.000 -0.0881 0.17144 0.16451 -0.0616 0.6888 0.0871
-4.750 -0.1089 0.17197 0.16511 -0.0576 0.6866 0.0874
-4.500 -0.1334 0.17263 0.16586 -0.0531 0.6834 0.0877
-4.250 -0.1479 0.17259 0.16588 -0.0508 0.6806 0.0881
-4.000 -0.1574 0.17251 0.16582 -0.0501 0.6784 0.0884
-3.750 -0.1611 0.17145 0.16481 -0.0498 0.6767 0.0887
-3.500 -0.1594 0.16852 0.16189 -0.0477 0.6755 0.0895
-3.250 -0.1588 0.16670 0.16009 -0.0466 0.6743 0.0904
-3.000 -0.1574 0.16509 0.15848 -0.0461 0.6731 0.0915
-2.750 -0.1529 0.16336 0.15675 -0.0464 0.6718 0.0927
-2.500 -0.1447 0.16153 0.15489 -0.0475 0.6705 0.0941
-2.250 -0.1420 0.16020 0.15355 -0.0480 0.6685 0.0954
-2.000 -0.1516 0.15965 0.15305 -0.0467 0.6655 0.0962
-1.750 -0.1485 0.15888 0.15229 -0.0483 0.6642 0.0971
-1.500 -0.1388 0.15837 0.15175 -0.0519 0.6630 0.0977
-1.250 -0.1321 0.15674 0.15013 -0.0531 0.6620 0.0982
-1.000 -0.1323 0.15424 0.14767 -0.0510 0.6610 0.0989
-0.750 -0.1284 0.15223 0.14567 -0.0500 0.6595 0.1004
-0.500 -0.1184 0.15050 0.14393 -0.0508 0.6577 0.1025
-0.250 -0.1012 0.14905 0.14243 -0.0538 0.6560 0.1057
0.000 -0.0550 0.14937 0.14258 -0.0658 0.6544 0.1084
0.250 -0.0497 0.14659 0.13983 -0.0646 0.6537 0.1091
0.500 -0.0422 0.14439 0.13764 -0.0638 0.6531 0.1103
0.750 -0.0284 0.14283 0.13607 -0.0648 0.6525 0.1121
1.000 -0.0084 0.14162 0.13481 -0.0674 0.6519 0.1148
1.250 0.0119 0.14109 0.13423 -0.0714 0.6499 0.1182
1.500 0.0440 0.14142 0.13447 -0.0792 0.6471 0.1207
1.750 0.0446 0.13914 0.13224 -0.0769 0.6454 0.1220
2.000 0.0540 0.13783 0.13095 -0.0767 0.6445 0.1247
2.250 0.0741 0.13727 0.13035 -0.0793 0.6440 0.1290
2.500 0.1329 0.13926 0.13213 -0.0922 0.6431 0.1337
2.750 0.1374 0.13699 0.12990 -0.0906 0.6424 0.1347
3.000 0.1491 0.13541 0.12833 -0.0903 0.6406 0.1368
3.250 0.1715 0.13470 0.12757 -0.0924 0.6386 0.1417
3.500 0.2255 0.13569 0.12838 -0.1019 0.6363 0.1491
3.750 0.2379 0.13427 0.12697 -0.1015 0.6355 0.1516
4.000 0.2631 0.13398 0.12663 -0.1037 0.6346 0.1557
4.250 0.2885 0.13469 0.12725 -0.1075 0.6323 0.1616
4.500 0.3157 0.13536 0.12784 -0.1120 0.6283 0.1651
4.750 0.3238 0.13402 0.12654 -0.1109 0.6256 0.1682
5.000 0.3438 0.13402 0.12652 -0.1123 0.6238 0.1734
5.250 0.3903 0.13628 0.12854 -0.1194 0.6216 0.1810
5.500 0.4222 0.13589 0.12807 -0.1224 0.6190 0.1827
5.750 0.4317 0.13485 0.12706 -0.1214 0.6141 0.1863
6.000 0.4467 0.13496 0.12716 -0.1221 0.6099 0.1905
6.250 0.4748 0.13535 0.12745 -0.1248 0.6063 0.1902
6.750 0.5680 0.13572 0.12709 -0.1370 0.5967 0.1327
7.000 0.5885 0.13597 0.12727 -0.1380 0.5911 0.1320
7.250 0.6230 0.13646 0.12760 -0.1405 0.5870 0.1347
7.500 0.6400 0.13680 0.12789 -0.1408 0.5804 0.1362
7.750 0.6645 0.13727 0.12820 -0.1423 0.5745 0.1356
8.000 0.6937 0.13779 0.12862 -0.1434 0.5706 0.1382
8.250 0.7083 0.13843 0.12920 -0.1436 0.5637 0.1408
8.500 0.7313 0.13915 0.12979 -0.1446 0.5582 0.1425
8.750 0.7662 0.13993 0.13033 -0.1468 0.5545 0.1446
9.000 0.7874 0.14114 0.13130 -0.1484 0.5477 0.1484
9.250 0.8055 0.14215 0.13229 -0.1487 0.5420 0.1509
9.500 0.8373 0.14310 0.13308 -0.1503 0.5383 0.1542
9.750 0.8505 0.14439 0.13427 -0.1507 0.5307 0.1584
10.000 0.8791 0.14568 0.13524 -0.1526 0.5252 0.1643
10.250 0.9065 0.14661 0.13611 -0.1534 0.5217 0.1685
10.500 0.9132 0.14819 0.13768 -0.1532 0.5141 0.1727
10.750 0.9371 0.14949 0.13874 -0.1542 0.5087 0.1819
11.000 0.9633 0.15031 0.13954 -0.1547 0.5053 0.1887
11.250 0.9693 0.15197 0.14117 -0.1545 0.4967 0.1956
11.500 0.9892 0.15306 0.14222 -0.1548 0.4917 0.2067
11.750 1.0158 0.15399 0.14304 -0.1553 0.4887 0.2224
12.000 1.0166 0.15610 0.14522 -0.1549 0.4808 0.2313
12.250 1.0330 0.15740 0.14651 -0.1549 0.4758 0.2487
12.500 1.0565 0.15823 0.14728 -0.1551 0.4726 0.2752
12.750 1.0596 0.16019 0.14931 -0.1547 0.4652 0.2905
13.000 1.0728 0.16151 0.15069 -0.1546 0.4599 0.3130
13.250 1.0922 0.16244 0.15167 -0.1545 0.4568 0.3382
13.750 1.1051 0.16637 0.15570 -0.1541 0.4460 0.3669
14.000 1.1215 0.16744 0.15679 -0.1540 0.4421 0.3838
14.250 1.1429 0.16810 0.15750 -0.1539 0.4394 0.4021
14.500 1.1402 0.17079 0.16027 -0.1538 0.4324 0.4108
14.750 1.1500 0.17254 0.16209 -0.1538 0.4281 0.4238
15.000 1.1666 0.17367 0.16328 -0.1537 0.4250 0.4411
15.250 1.1884 0.17430 0.16400 -0.1537 0.4226 0.4656
15.500 1.1814 0.17740 0.16721 -0.1539 0.4148 0.4754
15.750 1.1946 0.17884 0.16878 -0.1541 0.4107 0.5016
16.000 1.2167 0.17846 0.16866 -0.1548 0.4076 1.0000
16.250 1.2191 0.18062 0.17084 -0.1549 0.4009 1.0000
16.500 1.2312 0.18174 0.17198 -0.1548 0.3949 1.0000
16.750 1.2548 0.18167 0.17187 -0.1545 0.3911 1.0000
17.250 1.2707 0.18444 0.17471 -0.1544 0.3772 1.0000
17.500 1.2941 0.18415 0.17444 -0.1540 0.3739 1.0000
17.750 1.2889 0.18711 0.17748 -0.1545 0.3643 1.0000
18.000 1.3063 0.18739 0.17781 -0.1542 0.3594 1.0000
18.250 1.3309 0.18666 0.17712 -0.1536 0.3563 1.0000
18.500 1.3226 0.19009 0.18065 -0.1543 0.3452 1.0000
18.750 1.3437 0.18962 0.18026 -0.1538 0.3406 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)