GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 66.05 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe531-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe531-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 0.5942 0.10212 0.09700 -0.2371 0.6812 0.0293
-12.250 0.6016 0.10022 0.09511 -0.2377 0.6802 0.0293
-12.000 0.6085 0.09833 0.09322 -0.2383 0.6790 0.0294
-11.750 0.6159 0.09649 0.09137 -0.2389 0.6778 0.0294
-11.500 0.6231 0.09465 0.08953 -0.2393 0.6766 0.0295
-11.250 0.6303 0.09287 0.08775 -0.2397 0.6754 0.0294
-11.000 0.6437 0.09168 0.08656 -0.2400 0.6744 0.0298
-10.750 0.6533 0.09026 0.08514 -0.2404 0.6733 0.0300
-10.500 0.6617 0.08870 0.08357 -0.2408 0.6722 0.0301
-10.250 0.6720 0.08742 0.08228 -0.2411 0.6711 0.0308
-8.750 0.7049 0.07686 0.07181 -0.2411 0.6655 0.0292
-8.250 0.7123 0.07362 0.06863 -0.2402 0.6632 0.0295
-8.000 0.7188 0.07239 0.06742 -0.2397 0.6622 0.0296
-7.750 0.7293 0.07167 0.06672 -0.2392 0.6611 0.0300
-7.500 0.7368 0.07074 0.06581 -0.2386 0.6601 0.0304
-7.250 0.7415 0.06958 0.06467 -0.2377 0.6590 0.0307
-7.000 0.7442 0.06834 0.06345 -0.2365 0.6578 0.0308
-6.750 0.7449 0.06707 0.06219 -0.2350 0.6566 0.0307
-6.500 0.7446 0.06589 0.06103 -0.2332 0.6554 0.0307
-6.250 0.7436 0.06488 0.06002 -0.2311 0.6540 0.0310
-6.000 0.7407 0.06389 0.05905 -0.2287 0.6526 0.0311
-5.750 0.7361 0.06296 0.05813 -0.2260 0.6513 0.0312
-5.500 0.7256 0.06226 0.05749 -0.2219 0.6505 0.0314
-5.250 0.7133 0.06159 0.05690 -0.2172 0.6494 0.0315
-5.000 0.7011 0.06083 0.05620 -0.2127 0.6483 0.0318
-4.750 0.6920 0.05988 0.05531 -0.2090 0.6469 0.0319
-4.500 0.6822 0.05872 0.05419 -0.2055 0.6454 0.0323
-4.250 0.6695 0.05635 0.05186 -0.2033 0.6438 0.0333
-4.000 0.6709 0.05545 0.05099 -0.2013 0.6423 0.0334
-3.750 0.6750 0.05473 0.05029 -0.1995 0.6408 0.0336
-3.500 0.6817 0.05359 0.04916 -0.1987 0.6395 0.0338
-3.250 0.6908 0.05242 0.04799 -0.1984 0.6383 0.0342
-3.000 0.7030 0.05094 0.04649 -0.1989 0.6370 0.0345
-2.750 0.7198 0.04918 0.04470 -0.2006 0.6358 0.0351
-2.500 0.7484 0.04488 0.04030 -0.2077 0.6345 0.0373
-2.250 0.7643 0.04412 0.03955 -0.2078 0.6333 0.0376
-2.000 0.7739 0.04346 0.03894 -0.2067 0.6319 0.0379
-1.750 0.7890 0.04242 0.03791 -0.2070 0.6303 0.0385
-1.250 0.9673 0.01870 0.01262 -0.2571 0.6288 0.0558
-1.000 0.9864 0.01873 0.01266 -0.2559 0.6274 0.0564
-0.750 1.0061 0.01848 0.01235 -0.2551 0.6260 0.0571
-0.500 1.0260 0.01822 0.01198 -0.2542 0.6247 0.0581
-0.250 1.0463 0.01794 0.01155 -0.2534 0.6234 0.0591
0.000 1.0676 0.01771 0.01115 -0.2527 0.6221 0.0603
0.250 1.0893 0.01764 0.01099 -0.2520 0.6209 0.0611
0.500 1.1116 0.01770 0.01104 -0.2513 0.6196 0.0619
0.750 1.1356 0.01771 0.01100 -0.2509 0.6183 0.0627
1.000 1.1581 0.01774 0.01097 -0.2503 0.6168 0.0636
1.250 1.1687 0.01804 0.01127 -0.2476 0.6153 0.0646
1.500 1.1818 0.01830 0.01150 -0.2454 0.6137 0.0654
1.750 1.1949 0.01861 0.01177 -0.2432 0.6120 0.0663
2.000 1.2093 0.01889 0.01205 -0.2413 0.6102 0.0671
2.250 1.2251 0.01917 0.01235 -0.2396 0.6086 0.0679
2.500 1.2413 0.01945 0.01263 -0.2380 0.6070 0.0686
2.750 1.2592 0.01969 0.01286 -0.2367 0.6055 0.0696
3.000 1.2795 0.01987 0.01300 -0.2358 0.6041 0.0707
3.250 1.3018 0.02000 0.01309 -0.2352 0.6029 0.0719
3.500 1.3263 0.02008 0.01311 -0.2350 0.6016 0.0730
3.750 1.3417 0.02044 0.01350 -0.2333 0.5999 0.0740
4.000 1.3420 0.02141 0.01455 -0.2294 0.5974 0.0748
4.250 1.3495 0.02217 0.01536 -0.2266 0.5950 0.0755
4.500 1.3584 0.02293 0.01615 -0.2241 0.5928 0.0764
4.750 1.3715 0.02353 0.01676 -0.2222 0.5909 0.0777
5.000 1.3891 0.02393 0.01716 -0.2211 0.5892 0.0790
5.250 1.4096 0.02421 0.01743 -0.2204 0.5878 0.0803
5.500 1.4323 0.02437 0.01760 -0.2200 0.5866 0.0818
5.750 1.4572 0.02445 0.01768 -0.2199 0.5854 0.0834
6.000 1.4595 0.02568 0.01898 -0.2167 0.5831 0.0844
6.250 1.4466 0.02782 0.02122 -0.2114 0.5792 0.0852
6.500 1.4502 0.02914 0.02257 -0.2086 0.5761 0.0866
6.750 1.4627 0.02993 0.02337 -0.2069 0.5734 0.0881
7.000 1.4858 0.03005 0.02350 -0.2066 0.5714 0.0906
7.250 1.5111 0.03007 0.02351 -0.2066 0.5700 0.0936
7.500 1.5218 0.03102 0.02450 -0.2048 0.5676 0.0961
7.750 1.4902 0.03489 0.02850 -0.1979 0.5617 0.0961
8.000 1.4944 0.03640 0.03005 -0.1954 0.5587 0.0990
8.250 1.5123 0.03692 0.03061 -0.1946 0.5570 0.1054
8.500 1.5357 0.03703 0.03075 -0.1944 0.5554 0.1183
8.750 1.5659 0.03660 0.03035 -0.1950 0.5536 0.1472
9.000 1.5251 0.04160 0.03549 -0.1876 0.5464 0.1450
9.250 1.5268 0.04342 0.03736 -0.1850 0.5419 0.1602
9.500 1.5489 0.04361 0.03758 -0.1847 0.5400 0.1777
9.750 1.5774 0.04327 0.03724 -0.1851 0.5382 0.1935
10.000 1.6047 0.04304 0.03701 -0.1854 0.5369 0.2036
10.250 1.5482 0.04979 0.04393 -0.1769 0.5283 0.2005
10.500 1.5598 0.05090 0.04508 -0.1756 0.5257 0.2079
10.750 1.5817 0.05109 0.04529 -0.1754 0.5238 0.2165
11.000 1.6077 0.05093 0.04514 -0.1755 0.5222 0.2254
11.250 1.5913 0.05451 0.04881 -0.1715 0.5162 0.2292
11.500 1.5781 0.05792 0.05230 -0.1680 0.5106 0.2317
11.750 1.5982 0.05827 0.05265 -0.1676 0.5080 0.2385
12.000 1.6240 0.05810 0.05251 -0.1678 0.5063 0.2468
12.250 1.6523 0.05770 0.05211 -0.1682 0.5046 0.2549
12.750 1.6263 0.06468 0.05924 -0.1615 0.4907 0.2604
13.000 1.6547 0.06422 0.05878 -0.1620 0.4886 0.2664
13.250 1.6206 0.06992 0.06460 -0.1570 0.4782 0.2671
13.500 1.6454 0.06976 0.06442 -0.1572 0.4733 0.2734
13.750 1.6348 0.07323 0.06796 -0.1544 0.4645 0.2758
14.000 1.6478 0.07432 0.06907 -0.1536 0.4575 0.2809
14.250 1.6546 0.07609 0.07087 -0.1524 0.4508 0.2857
14.750 1.6645 0.07992 0.07470 -0.1497 0.4273 0.2945
15.000 1.6736 0.08131 0.07600 -0.1486 0.4076 0.3003
15.250 1.6650 0.08448 0.07895 -0.1462 0.3751 0.3054
15.500 1.6418 0.08933 0.08358 -0.1429 0.3456 0.3071
15.750 1.6305 0.09303 0.08720 -0.1406 0.3285 0.3113
16.000 1.6237 0.09633 0.09044 -0.1388 0.3146 0.3163
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)