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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 67.51 at α=2°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe531-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-goe531-il-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000   0.6100   0.09768   0.09297  -0.2325   0.7081   0.0355
 -12.750   0.6113   0.09628   0.09156  -0.2337   0.7067   0.0362
 -12.500   0.6159   0.09454   0.08984  -0.2342   0.7059   0.0363
 -12.250   0.6322   0.09872   0.09373  -0.2480   0.7086   0.0364
 -12.000   0.6470   0.09664   0.09163  -0.2492   0.7069   0.0365
 -11.750   0.6568   0.09505   0.09006  -0.2495   0.7061   0.0367
 -11.500   0.6664   0.09355   0.08858  -0.2498   0.7052   0.0369
 -11.250   0.6758   0.09209   0.08714  -0.2502   0.7043   0.0372
 -11.000   0.6850   0.09065   0.08572  -0.2505   0.7032   0.0374
 -10.750   0.6942   0.08923   0.08431  -0.2509   0.7022   0.0377
 -10.500   0.7032   0.08781   0.08290  -0.2512   0.7010   0.0381
 -10.250   0.7123   0.08639   0.08150  -0.2515   0.6999   0.0384
 -10.000   0.7211   0.08498   0.08010  -0.2518   0.6987   0.0389
  -9.750   0.7296   0.08356   0.07868  -0.2521   0.6973   0.0394
  -9.500   0.7381   0.08216   0.07728  -0.2523   0.6960   0.0398
  -9.250   0.7452   0.08079   0.07590  -0.2526   0.6948   0.0403
  -9.000   0.7497   0.07970   0.07481  -0.2529   0.6935   0.0405
  -8.750   0.7504   0.07900   0.07413  -0.2532   0.6923   0.0406
  -8.500   0.7604   0.07721   0.07233  -0.2535   0.6909   0.0407
  -8.250   0.7752   0.07534   0.07044  -0.2541   0.6895   0.0408
  -8.000   0.7873   0.07391   0.06902  -0.2542   0.6883   0.0410
  -7.750   0.7950   0.07270   0.06785  -0.2534   0.6875   0.0412
  -7.500   0.8019   0.07159   0.06678  -0.2526   0.6866   0.0415
  -7.250   0.8079   0.07054   0.06577  -0.2517   0.6855   0.0418
  -7.000   0.8135   0.06952   0.06479  -0.2507   0.6843   0.0422
  -6.750   0.8186   0.06849   0.06379  -0.2497   0.6830   0.0426
  -6.500   0.8231   0.06746   0.06279  -0.2486   0.6816   0.0432
  -6.250   0.8270   0.06643   0.06179  -0.2474   0.6803   0.0438
  -6.000   0.8292   0.06543   0.06081  -0.2461   0.6790   0.0445
  -5.750   0.8223   0.06482   0.06024  -0.2439   0.6776   0.0450
  -5.500   0.8111   0.06470   0.06014  -0.2409   0.6763   0.0452
  -5.250   0.8087   0.06419   0.05965  -0.2409   0.6749   0.0453
  -5.000   0.8229   0.06206   0.05752  -0.2399   0.6738   0.0454
  -4.750   0.8357   0.06065   0.05610  -0.2394   0.6725   0.0456
  -4.500   0.8485   0.05967   0.05511  -0.2395   0.6706   0.0459
  -4.250   0.8501   0.05892   0.05441  -0.2373   0.6695   0.0461
  -4.000   0.8495   0.05824   0.05379  -0.2346   0.6685   0.0465
  -3.750   0.8480   0.05758   0.05320  -0.2318   0.6672   0.0468
  -3.500   0.8462   0.05690   0.05257  -0.2289   0.6658   0.0472
  -3.250   0.8444   0.05619   0.05190  -0.2261   0.6642   0.0476
  -3.000   0.8424   0.05541   0.05117  -0.2232   0.6627   0.0481
  -2.750   0.8367   0.05468   0.05048  -0.2195   0.6611   0.0486
  -2.500   0.8543   0.05304   0.04879  -0.2250   0.6594   0.0501
  -2.250   0.8658   0.05132   0.04706  -0.2249   0.6580   0.0503
  -2.000   0.8758   0.04988   0.04563  -0.2230   0.6568   0.0505
  -1.750   0.8945   0.04854   0.04427  -0.2235   0.6556   0.0507
  -1.500   1.0359   0.02126   0.01557  -0.2755   0.6549   0.0421
  -1.250   1.0722   0.01975   0.01376  -0.2789   0.6536   0.0425
  -1.000   1.0937   0.01924   0.01311  -0.2786   0.6522   0.0428
  -0.750   1.0975   0.01894   0.01276  -0.2745   0.6510   0.0432
  -0.500   1.0996   0.01898   0.01278  -0.2699   0.6495   0.0435
  -0.250   1.1043   0.01909   0.01286  -0.2659   0.6477   0.0439
   0.000   1.1137   0.01918   0.01290  -0.2629   0.6460   0.0447
   0.250   1.1270   0.01923   0.01291  -0.2605   0.6444   0.0454
   0.500   1.0757   0.03132   0.02674  -0.2390   0.6416   0.0445
   0.750   1.0625   0.03539   0.03101  -0.2296   0.6400   0.0489
   1.000   1.1939   0.01899   0.01254  -0.2583   0.6403   0.0514
   1.250   1.2223   0.01896   0.01252  -0.2587   0.6392   0.0581
   1.500   1.2523   0.01904   0.01252  -0.2593   0.6382   0.0667
   1.750   1.2837   0.01926   0.01269  -0.2603   0.6372   0.0731
   2.000   1.3158   0.01949   0.01295  -0.2615   0.6361   0.0775
   2.250   1.3226   0.02014   0.01358  -0.2580   0.6343   0.0802
   2.500   1.2812   0.02150   0.01507  -0.2461   0.6311   0.0799
   2.750   1.2592   0.02280   0.01644  -0.2381   0.6277   0.0803
   3.000   1.2659   0.02337   0.01705  -0.2350   0.6256   0.0829
   3.250   1.2854   0.02361   0.01731  -0.2340   0.6241   0.0854
   3.500   1.3111   0.02366   0.01730  -0.2340   0.6230   0.0880
   3.750   1.3406   0.02345   0.01705  -0.2346   0.6221   0.0902
   4.000   1.3712   0.02334   0.01694  -0.2354   0.6212   0.0932
   4.250   1.4031   0.02325   0.01681  -0.2364   0.6204   0.0965
   4.500   1.4367   0.02306   0.01661  -0.2378   0.6195   0.1002
   4.750   1.4694   0.02307   0.01661  -0.2391   0.6185   0.1023
   5.000   1.0744   0.04696   0.04100  -0.1830   0.5814   0.0861
   5.250   1.1071   0.04635   0.04032  -0.1837   0.5819   0.0885
   5.500   1.1401   0.04563   0.03961  -0.1844   0.5823   0.0911
   5.750   1.1731   0.04501   0.03899  -0.1852   0.5826   0.0939
   6.000   1.2064   0.04441   0.03836  -0.1860   0.5830   0.0974
   6.250   1.2409   0.04367   0.03762  -0.1871   0.5832   0.1000
   6.500   1.2759   0.04290   0.03686  -0.1881   0.5834   0.1031
   6.750   1.3116   0.04213   0.03607  -0.1893   0.5836   0.1057
   7.000   1.3489   0.04121   0.03513  -0.1906   0.5838   0.1070
   7.250   1.3868   0.04027   0.03418  -0.1921   0.5839   0.1087
   7.500   1.4256   0.03931   0.03325  -0.1937   0.5841   0.1118
   7.750   1.4672   0.03813   0.03207  -0.1956   0.5843   0.1156
   8.000   1.0472   0.07934   0.07362  -0.1541   0.5235   0.1011
   8.250   1.0718   0.07931   0.07361  -0.1539   0.5227   0.1035
   8.500   1.0976   0.07914   0.07344  -0.1539   0.5221   0.1058
   8.750   1.1217   0.07915   0.07344  -0.1537   0.5214   0.1068
   9.000   1.1456   0.07917   0.07347  -0.1535   0.5208   0.1078
   9.250   1.1096   0.08597   0.08033  -0.1493   0.5096   0.1077
   9.500   1.1321   0.08602   0.08042  -0.1490   0.5080   0.1099
   9.750   1.1552   0.08604   0.08049  -0.1488   0.5070   0.1129
  10.000   1.1791   0.08596   0.08043  -0.1485   0.5062   0.1155
  10.250   1.2028   0.08587   0.08036  -0.1483   0.5054   0.1190
  10.500   1.2258   0.08585   0.08041  -0.1480   0.5046   0.1259
  10.750   1.2497   0.08571   0.08032  -0.1477   0.5041   0.1384
  11.000   1.2221   0.09163   0.08630  -0.1444   0.4937   0.1393
  11.250   1.2400   0.09214   0.08693  -0.1438   0.4916   0.1803
  11.500   1.2647   0.09187   0.08671  -0.1437   0.4905   0.2076
  11.750   1.2885   0.09170   0.08658  -0.1435   0.4895   0.2227
  12.000   1.3182   0.09072   0.08562  -0.1437   0.4890   0.2341
  12.250   1.3489   0.08962   0.08453  -0.1439   0.4886   0.2447
  12.500   1.3778   0.08874   0.08369  -0.1440   0.4882   0.2535
  12.750   1.4066   0.08789   0.08287  -0.1442   0.4879   0.2634
  13.000   1.4360   0.08694   0.08196  -0.1444   0.4877   0.2716
  13.250   1.4680   0.08568   0.08072  -0.1448   0.4876   0.2819
  13.500   1.5017   0.08424   0.07933  -0.1453   0.4875   0.2920
  13.750   1.5321   0.08330   0.07841  -0.1457   0.4872   0.3024
  14.000   1.5681   0.08174   0.07690  -0.1466   0.4871   0.3136
  14.250   1.6051   0.08013   0.07532  -0.1476   0.4868   0.3248
  14.500   1.6423   0.07862   0.07385  -0.1487   0.4864   0.3367
  14.750   1.6791   0.07728   0.07255  -0.1499   0.4856   0.3512
  15.000   1.7133   0.07624   0.07157  -0.1510   0.4837   0.3720
  15.250   1.6707   0.08309   0.07850  -0.1461   0.4703   0.3710
  15.500   1.8185   0.08602   0.08220  -0.1730   0.4656   1.0000
  15.750   1.8053   0.08988   0.08610  -0.1702   0.4533   1.0000
  16.000   1.7909   0.09392   0.09017  -0.1675   0.4394   1.0000
  16.250   1.8048   0.09479   0.09101  -0.1669   0.4282   1.0000
  16.500   1.8204   0.09544   0.09159  -0.1663   0.4138   1.0000
  16.750   1.8295   0.09671   0.09273  -0.1653   0.3926   1.0000
  17.000   1.8289   0.09895   0.09475  -0.1635   0.3680   1.0000
  17.250   1.8169   0.10251   0.09813  -0.1611   0.3476   1.0000
  17.500   1.8108   0.10548   0.10099  -0.1592   0.3323   1.0000
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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