GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 531 AIRFOIL (goe531-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 7.66 at α=19.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe531-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe531-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.1768 0.21986 0.21545 -0.0636 0.8472 0.0564
-12.250 -0.1742 0.21828 0.21387 -0.0635 0.8435 0.0572
-12.000 -0.1668 0.21669 0.21226 -0.0646 0.8408 0.0581
-11.750 -0.1565 0.21520 0.21074 -0.0666 0.8388 0.0593
-11.500 -0.1440 0.21420 0.20971 -0.0696 0.8374 0.0603
-11.000 -0.1802 0.21387 0.20945 -0.0616 0.8272 0.0607
-10.750 -0.1786 0.21267 0.20825 -0.0622 0.8237 0.0610
-10.500 -0.1672 0.20946 0.20502 -0.0629 0.8216 0.0616
-10.250 -0.1557 0.20767 0.20320 -0.0645 0.8199 0.0624
-10.000 -0.1429 0.20646 0.20197 -0.0667 0.8188 0.0633
-9.750 -0.1288 0.20574 0.20121 -0.0694 0.8179 0.0643
-9.500 -0.1776 0.20468 0.20027 -0.0580 0.8076 0.0641
-9.250 -0.1722 0.20317 0.19874 -0.0587 0.8045 0.0650
-9.000 -0.1651 0.20205 0.19760 -0.0602 0.8024 0.0661
-8.750 -0.1583 0.20201 0.19753 -0.0625 0.8010 0.0666
-8.000 -0.1939 0.20004 0.19564 -0.0550 0.7883 0.0670
-7.750 -0.1836 0.19676 0.19235 -0.0552 0.7858 0.0674
-7.500 -0.1726 0.19461 0.19017 -0.0561 0.7839 0.0679
-7.250 -0.1603 0.19320 0.18874 -0.0576 0.7825 0.0688
-7.000 -0.1468 0.19239 0.18790 -0.0598 0.7815 0.0697
-6.750 -0.1932 0.19148 0.18710 -0.0498 0.7733 0.0695
-6.500 -0.1927 0.19004 0.18565 -0.0493 0.7696 0.0701
-6.250 -0.1887 0.18864 0.18424 -0.0496 0.7671 0.0708
-6.000 -0.1828 0.18741 0.18299 -0.0504 0.7654 0.0715
-5.750 -0.1754 0.18660 0.18216 -0.0517 0.7641 0.0722
-5.500 -0.1681 0.18661 0.18214 -0.0534 0.7632 0.0728
-5.250 -0.2136 0.18527 0.18092 -0.0438 0.7558 0.0727
-5.000 -0.2203 0.18450 0.18015 -0.0427 0.7515 0.0730
-4.750 -0.2273 0.18433 0.17997 -0.0420 0.7488 0.0732
-4.250 -0.2282 0.18362 0.17924 -0.0434 0.7456 0.0735
-4.000 -0.2112 0.18041 0.17601 -0.0436 0.7448 0.0739
-3.750 -0.2492 0.17942 0.17511 -0.0366 0.7407 0.0738
-3.500 -0.2556 0.17703 0.17275 -0.0342 0.7356 0.0741
-3.250 -0.2530 0.17490 0.17062 -0.0335 0.7326 0.0745
-3.000 -0.2471 0.17298 0.16869 -0.0337 0.7303 0.0750
-2.750 -0.2377 0.17127 0.16695 -0.0347 0.7285 0.0757
-2.500 -0.2249 0.16986 0.16552 -0.0365 0.7272 0.0766
-2.250 -0.2081 0.16892 0.16453 -0.0392 0.7262 0.0778
-2.000 -0.1872 0.16858 0.16415 -0.0432 0.7256 0.0791
-1.750 -0.2418 0.16531 0.16101 -0.0330 0.7183 0.0786
-1.500 -0.2327 0.16362 0.15931 -0.0350 0.7150 0.0795
-1.250 -0.2069 0.16620 0.16213 -0.0363 0.7025 0.0806
-1.000 -0.2040 0.16370 0.15965 -0.0362 0.6986 0.0808
-0.750 -0.2014 0.16062 0.15658 -0.0342 0.6959 0.0811
-0.500 -0.1942 0.15818 0.15413 -0.0337 0.6938 0.0815
-0.250 -0.1825 0.15623 0.15218 -0.0345 0.6922 0.0822
0.000 -0.1670 0.15464 0.15056 -0.0363 0.6909 0.0831
0.250 -0.1472 0.15347 0.14935 -0.0392 0.6899 0.0842
0.500 -0.1228 0.15276 0.14859 -0.0431 0.6892 0.0855
0.750 -0.0897 0.15285 0.14861 -0.0493 0.6886 0.0874
1.000 -0.0959 0.14711 0.14260 -0.0552 0.6928 0.0866
1.250 -0.0195 0.14886 0.14414 -0.0736 0.6913 0.0888
1.500 -0.0118 0.14616 0.14146 -0.0716 0.6903 0.0891
1.750 0.0066 0.14492 0.14022 -0.0721 0.6894 0.0899
2.000 0.0352 0.14493 0.14019 -0.0752 0.6888 0.0913
2.250 0.0038 0.14153 0.13688 -0.0701 0.6842 0.0912
2.500 0.0198 0.14023 0.13558 -0.0718 0.6805 0.0925
2.750 0.0462 0.13941 0.13471 -0.0756 0.6778 0.0946
3.000 0.1168 0.14098 0.13609 -0.0904 0.6754 0.0979
3.250 0.1288 0.13903 0.13416 -0.0895 0.6737 0.0986
3.500 0.1502 0.13830 0.13342 -0.0905 0.6724 0.1001
3.750 0.1831 0.13878 0.13384 -0.0942 0.6715 0.1029
4.000 0.2520 0.14167 0.13655 -0.1066 0.6708 0.1083
4.250 0.2714 0.14211 0.13701 -0.1066 0.6704 0.1103
4.500 0.2314 0.13688 0.13190 -0.1010 0.6621 0.1095
4.750 0.2496 0.13639 0.13140 -0.1018 0.6592 0.1125
5.000 0.3105 0.13851 0.13334 -0.1123 0.6566 0.1195
5.250 0.3279 0.13779 0.13264 -0.1119 0.6549 0.1210
5.500 0.3589 0.13888 0.13369 -0.1142 0.6537 0.1249
5.750 0.4192 0.14242 0.13705 -0.1229 0.6528 0.1327
6.000 0.3902 0.13876 0.13349 -0.1190 0.6443 0.1324
6.250 0.4058 0.13822 0.13297 -0.1187 0.6407 0.1347
6.500 0.4381 0.13925 0.13394 -0.1214 0.6381 0.1416
6.750 0.4817 0.14115 0.13572 -0.1262 0.6364 0.1478
7.000 0.5190 0.14393 0.13843 -0.1289 0.6354 0.1563
7.250 0.4903 0.14080 0.13542 -0.1252 0.6263 0.1548
7.500 0.5261 0.14190 0.13642 -0.1288 0.6223 0.1631
7.750 0.5685 0.14423 0.13860 -0.1326 0.6197 0.1779
8.000 0.5981 0.14623 0.14059 -0.1334 0.6184 0.1874
8.250 0.5933 0.14585 0.14014 -0.1340 0.6078 0.1943
8.500 0.6110 0.14559 0.13993 -0.1334 0.6043 0.1987
8.750 0.6474 0.14771 0.14194 -0.1354 0.6022 0.2179
9.000 0.6366 0.14759 0.14188 -0.1340 0.5931 0.2240
9.250 0.6686 0.14890 0.14305 -0.1358 0.5879 0.2510
9.500 0.7001 0.15072 0.14479 -0.1367 0.5854 0.2741
9.750 0.6895 0.15126 0.14537 -0.1356 0.5770 0.2798
10.000 0.7136 0.15233 0.14637 -0.1363 0.5716 0.2960
10.250 0.7465 0.15436 0.14830 -0.1377 0.5690 0.3114
10.500 0.7398 0.15569 0.14963 -0.1373 0.5616 0.3213
10.750 0.7612 0.15657 0.15048 -0.1376 0.5553 0.3396
11.000 0.7926 0.15831 0.15215 -0.1385 0.5524 0.3588
11.250 0.8119 0.16098 0.15479 -0.1391 0.5507 0.3772
11.500 0.7964 0.16103 0.15491 -0.1380 0.5417 0.3788
11.750 0.8188 0.16238 0.15624 -0.1385 0.5378 0.4030
12.000 0.8475 0.16439 0.15820 -0.1392 0.5355 0.4342
12.250 0.9105 0.16933 0.16201 -0.1481 0.5338 0.2120
12.500 0.9015 0.16993 0.16266 -0.1478 0.5251 0.2132
12.750 0.9230 0.17170 0.16449 -0.1487 0.5215 0.2201
13.000 0.9582 0.17450 0.16712 -0.1510 0.5191 0.2312
13.250 0.9909 0.17813 0.17071 -0.1527 0.5177 0.2490
13.500 0.9648 0.17899 0.17169 -0.1519 0.5142 0.2452
13.750 0.9764 0.18035 0.17308 -0.1523 0.5075 0.2611
14.000 0.9981 0.18230 0.17504 -0.1531 0.5043 0.2890
14.250 1.0268 0.18479 0.17754 -0.1539 0.5020 0.3263
14.500 1.0370 0.18753 0.18032 -0.1544 0.5004 0.3471
14.750 1.0274 0.18775 0.18057 -0.1541 0.4908 0.3553
15.000 1.0581 0.18907 0.18194 -0.1542 0.4858 0.3941
15.250 1.0710 0.19163 0.18455 -0.1545 0.4835 0.4163
15.500 1.0653 0.19210 0.18508 -0.1544 0.4733 0.4245
15.750 1.1133 0.19336 0.18631 -0.1545 0.4674 0.4536
16.000 1.1008 0.19589 0.18892 -0.1550 0.4661 0.4572
16.250 1.1397 0.18990 0.18288 -0.1528 0.4288 0.4876
16.500 1.1612 0.19005 0.18309 -0.1528 0.4208 0.5130
17.000 1.2084 0.19154 0.18504 -0.1564 0.4040 1.0000
17.250 1.2237 0.19199 0.18548 -0.1561 0.3953 1.0000
17.500 1.2470 0.19128 0.18473 -0.1555 0.3868 1.0000
17.750 1.3042 0.18657 0.17991 -0.1536 0.3831 1.0000
18.000 1.2899 0.18976 0.18318 -0.1541 0.3695 1.0000
18.250 1.3399 0.18493 0.17832 -0.1522 0.3664 1.0000
18.500 1.3324 0.18760 0.18106 -0.1525 0.3526 1.0000
18.750 1.3745 0.18316 0.17662 -0.1507 0.3496 1.0000
19.000 1.3686 0.18603 0.17958 -0.1511 0.3362 1.0000
19.250 1.4015 0.18300 0.17659 -0.1497 0.3332 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 531 AIRFOIL (goe531-il)