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