GOE 532 AIRFOIL (goe532-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 532 AIRFOIL (goe532-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 76.61 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe532-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe532-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 532 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2755 0.10583 0.10210 -0.0341 1.0000 0.0576
-9.750 -0.2757 0.10296 0.09927 -0.0353 1.0000 0.0596
-9.500 -0.3078 0.09930 0.09573 -0.0426 1.0000 0.0612
-9.250 -0.2989 0.09562 0.09208 -0.0409 1.0000 0.0618
-9.000 -0.2861 0.09333 0.08982 -0.0385 1.0000 0.0624
-8.750 -0.2787 0.09129 0.08782 -0.0370 1.0000 0.0633
-8.500 -0.2767 0.08926 0.08585 -0.0359 1.0000 0.0645
-8.250 -0.2812 0.08731 0.08398 -0.0347 1.0000 0.0657
-8.000 -0.2945 0.08584 0.08261 -0.0323 1.0000 0.0667
-7.750 -0.3103 0.08259 0.07944 -0.0372 0.9945 0.0694
-7.500 -0.2892 0.07492 0.07178 -0.0497 0.9839 0.0717
-7.250 -0.2611 0.07285 0.06970 -0.0500 0.9780 0.0735
-7.000 -0.2363 0.05841 0.05491 -0.0811 0.9600 0.0817
-6.750 -0.2036 0.05678 0.05342 -0.0801 0.9567 0.0829
-6.500 -0.1754 0.05485 0.05152 -0.0811 0.9474 0.0849
-6.250 -0.1475 0.04625 0.04244 -0.0954 0.9339 0.0947
-6.000 -0.1135 0.04441 0.04071 -0.0967 0.9256 0.0971
-5.750 -0.0872 0.04004 0.03593 -0.1023 0.9098 0.1085
-5.500 -0.0590 0.03856 0.03454 -0.1024 0.8944 0.1120
-5.250 -0.0349 0.03566 0.03133 -0.1047 0.8761 0.1238
-5.000 -0.0099 0.03422 0.02984 -0.1045 0.8573 0.1290
-4.750 0.0122 0.03225 0.02764 -0.1049 0.8376 0.1409
-4.500 0.0430 0.02301 0.01612 -0.1050 0.8210 0.0702
-4.250 0.0679 0.02105 0.01395 -0.1044 0.8015 0.0693
-4.000 0.0933 0.01964 0.01230 -0.1036 0.7811 0.0681
-3.750 0.1189 0.01856 0.01097 -0.1027 0.7601 0.0674
-3.500 0.1448 0.01770 0.00987 -0.1018 0.7396 0.0673
-3.250 0.1710 0.01700 0.00895 -0.1010 0.7203 0.0675
-3.000 0.1973 0.01648 0.00824 -0.1002 0.7025 0.0687
-2.750 0.2238 0.01614 0.00770 -0.0995 0.6859 0.0701
-2.500 0.2497 0.01549 0.00695 -0.0987 0.6709 0.0712
-2.250 0.2754 0.01494 0.00635 -0.0980 0.6575 0.0728
-2.000 0.3013 0.01458 0.00596 -0.0974 0.6440 0.0749
-1.750 0.3275 0.01431 0.00564 -0.0968 0.6315 0.0777
-1.500 0.3540 0.01412 0.00534 -0.0962 0.6207 0.0818
-1.250 0.3801 0.01382 0.00504 -0.0957 0.6100 0.0884
-1.000 0.4071 0.01362 0.00480 -0.0953 0.6010 0.0987
-0.750 0.4315 0.01267 0.00466 -0.0950 0.5926 0.3077
-0.500 0.4543 0.01218 0.00486 -0.0939 0.5853 0.5331
-0.250 0.4778 0.01200 0.00499 -0.0926 0.5769 0.6334
0.000 0.5014 0.01191 0.00504 -0.0912 0.5700 0.7218
0.250 0.5266 0.01152 0.00506 -0.0898 0.5621 0.8501
0.500 0.5753 0.01153 0.00498 -0.0938 0.5547 1.0000
0.750 0.6029 0.01173 0.00506 -0.0937 0.5489 1.0000
1.000 0.6301 0.01189 0.00513 -0.0934 0.5423 1.0000
1.250 0.6576 0.01208 0.00517 -0.0931 0.5364 1.0000
1.500 0.6847 0.01227 0.00529 -0.0929 0.5304 1.0000
1.750 0.7117 0.01243 0.00540 -0.0925 0.5242 1.0000
2.000 0.7391 0.01263 0.00547 -0.0922 0.5187 1.0000
2.250 0.7658 0.01282 0.00562 -0.0919 0.5126 1.0000
2.500 0.7925 0.01297 0.00573 -0.0915 0.5060 1.0000
2.750 0.8197 0.01317 0.00580 -0.0912 0.4999 1.0000
3.000 0.8457 0.01331 0.00597 -0.0907 0.4931 1.0000
3.250 0.8722 0.01347 0.00610 -0.0903 0.4869 1.0000
3.500 0.8990 0.01368 0.00621 -0.0899 0.4808 1.0000
3.750 0.9244 0.01379 0.00636 -0.0893 0.4728 1.0000
4.000 0.9507 0.01395 0.00642 -0.0888 0.4654 1.0000
4.250 0.9758 0.01407 0.00660 -0.0882 0.4570 1.0000
4.500 1.0014 0.01422 0.00668 -0.0876 0.4492 1.0000
4.750 1.0265 0.01437 0.00688 -0.0870 0.4408 1.0000
5.000 1.0515 0.01451 0.00698 -0.0863 0.4321 1.0000
5.250 1.0759 0.01464 0.00716 -0.0855 0.4218 1.0000
5.500 1.1000 0.01480 0.00728 -0.0847 0.4113 1.0000
5.750 1.1233 0.01493 0.00741 -0.0838 0.3980 1.0000
6.000 1.1462 0.01508 0.00758 -0.0828 0.3827 1.0000
6.250 1.1684 0.01528 0.00776 -0.0817 0.3653 1.0000
6.500 1.1898 0.01553 0.00799 -0.0805 0.3433 1.0000
6.750 1.2094 0.01591 0.00826 -0.0791 0.3173 1.0000
7.000 1.2280 0.01641 0.00863 -0.0776 0.2925 1.0000
7.250 1.2459 0.01700 0.00909 -0.0761 0.2753 1.0000
7.500 1.2642 0.01759 0.00961 -0.0746 0.2634 1.0000
7.750 1.2817 0.01823 0.01016 -0.0731 0.2547 1.0000
8.000 1.3014 0.01876 0.01070 -0.0718 0.2475 1.0000
8.250 1.3187 0.01941 0.01129 -0.0703 0.2412 1.0000
8.500 1.3375 0.01996 0.01187 -0.0690 0.2357 1.0000
8.750 1.3552 0.02053 0.01246 -0.0675 0.2299 1.0000
9.000 1.3701 0.02128 0.01314 -0.0657 0.2244 1.0000
9.250 1.3872 0.02177 0.01373 -0.0642 0.2197 1.0000
9.500 1.4016 0.02238 0.01438 -0.0622 0.2144 1.0000
9.750 1.4142 0.02318 0.01512 -0.0602 0.2094 1.0000
10.000 1.4284 0.02378 0.01584 -0.0583 0.2044 1.0000
10.250 1.4401 0.02449 0.01662 -0.0563 0.1986 1.0000
10.500 1.4503 0.02547 0.01753 -0.0542 0.1929 1.0000
10.750 1.4610 0.02620 0.01843 -0.0523 0.1871 1.0000
11.000 1.4686 0.02724 0.01947 -0.0502 0.1808 1.0000
11.250 1.4761 0.02833 0.02066 -0.0482 0.1741 1.0000
11.500 1.4817 0.02955 0.02195 -0.0463 0.1669 1.0000
11.750 1.4861 0.03098 0.02343 -0.0445 0.1597 1.0000
12.000 1.4895 0.03251 0.02504 -0.0430 0.1519 1.0000
12.250 1.4929 0.03420 0.02681 -0.0416 0.1444 1.0000
12.500 1.4959 0.03602 0.02868 -0.0404 0.1375 1.0000
12.750 1.4996 0.03792 0.03065 -0.0394 0.1312 1.0000
13.000 1.5028 0.03993 0.03272 -0.0387 0.1259 1.0000
13.250 1.5044 0.04218 0.03499 -0.0380 0.1220 1.0000
13.500 1.5089 0.04427 0.03718 -0.0375 0.1178 1.0000
13.750 1.5104 0.04669 0.03964 -0.0371 0.1145 1.0000
14.000 1.5102 0.04933 0.04227 -0.0368 0.1119 1.0000
14.250 1.5138 0.05166 0.04470 -0.0365 0.1093 1.0000
14.500 1.5166 0.05410 0.04723 -0.0363 0.1069 1.0000
14.750 1.5189 0.05664 0.04981 -0.0362 0.1048 1.0000
15.000 1.5214 0.05916 0.05235 -0.0361 0.1029 1.0000
15.250 1.5270 0.06124 0.05437 -0.0357 0.1009 1.0000
15.500 1.5308 0.06374 0.05701 -0.0356 0.0993 1.0000
15.750 1.5352 0.06617 0.05955 -0.0356 0.0976 1.0000
16.000 1.5397 0.06861 0.06206 -0.0356 0.0959 1.0000
16.250 1.5442 0.07103 0.06453 -0.0357 0.0940 1.0000
16.500 1.5598 0.07188 0.06523 -0.0347 0.0911 1.0000
16.750 1.5601 0.07497 0.06847 -0.0351 0.0895 1.0000
17.000 1.5574 0.07853 0.07221 -0.0359 0.0878 1.0000
17.250 1.5578 0.08169 0.07549 -0.0366 0.0860 1.0000
17.500 1.5622 0.08424 0.07808 -0.0369 0.0841 1.0000
17.750 1.5780 0.08519 0.07897 -0.0361 0.0818 1.0000
18.000 1.5822 0.08797 0.08186 -0.0362 0.0800 1.0000
18.250 1.5719 0.09274 0.08686 -0.0381 0.0790 1.0000
18.500 1.5629 0.09746 0.09179 -0.0399 0.0778 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 532 AIRFOIL (goe532-il)