Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 480 AIRFOIL (goe480-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.24 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe480-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe480-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 480 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2554   0.12908   0.12157  -0.0382   1.0000   0.1704
 -10.500  -0.2651   0.12903   0.12163  -0.0387   1.0000   0.1747
 -10.250  -0.2896   0.13137   0.12415  -0.0394   1.0000   0.1761
 -10.000  -0.2565   0.12271   0.11544  -0.0376   1.0000   0.1801
  -9.750  -0.2512   0.12008   0.11287  -0.0365   1.0000   0.1851
  -9.500  -0.2596   0.11937   0.11227  -0.0357   1.0000   0.1903
  -9.250  -0.2869   0.12126   0.11436  -0.0345   1.0000   0.1926
  -9.000  -0.2713   0.11592   0.10906  -0.0327   1.0000   0.1963
  -8.750  -0.2695   0.11370   0.10690  -0.0302   1.0000   0.2013
  -8.500  -0.2834   0.11332   0.10665  -0.0276   1.0000   0.2059
  -8.250  -0.3121   0.11463   0.10812  -0.0246   1.0000   0.2086
  -8.000  -0.3462   0.11640   0.11006  -0.0213   1.0000   0.2096
  -7.750  -0.3264   0.11090   0.10458  -0.0195   1.0000   0.2136
  -7.500  -0.3289   0.10912   0.10285  -0.0169   1.0000   0.2182
  -7.250  -0.3457   0.10870   0.10254  -0.0142   1.0000   0.2225
  -7.000  -0.3776   0.10961   0.10358  -0.0111   1.0000   0.2253
  -6.750  -0.4152   0.11099   0.10510  -0.0096   1.0000   0.2267
  -6.500  -0.3918   0.10555   0.09966  -0.0064   1.0000   0.2319
  -6.250  -0.3991   0.10409   0.09827  -0.0041   1.0000   0.2378
  -6.000  -0.4270   0.10431   0.09859  -0.0044   1.0000   0.2431
  -5.750  -0.4271   0.10120   0.09554  -0.0023   1.0000   0.2475
  -5.500  -0.4262   0.09907   0.09344   0.0001   1.0000   0.2556
  -5.250  -0.4460   0.09829   0.09272  -0.0032   1.0000   0.2628
  -5.000  -0.4371   0.09500   0.08947   0.0019   1.0000   0.2690
  -4.750  -0.4481   0.09383   0.08831  -0.0019   1.0000   0.2805
  -4.500  -0.4423   0.09075   0.08529   0.0029   1.0000   0.2862
  -4.250  -0.4452   0.08890   0.08344   0.0005   1.0000   0.2992
  -4.000  -0.4413   0.08647   0.08106   0.0040   1.0000   0.3078
  -3.750  -0.4184   0.08416   0.07867  -0.0033   0.9926   0.3340
  -3.500  -0.3956   0.08101   0.07554  -0.0032   0.9839   0.3545
  -3.250  -0.3758   0.07867   0.07320  -0.0035   0.9751   0.3805
  -3.000  -0.3567   0.07621   0.07075  -0.0042   0.9670   0.4100
  -2.750  -0.3425   0.07405   0.06860  -0.0034   0.9583   0.4438
  -2.500  -0.3308   0.07204   0.06663  -0.0006   0.9501   0.4817
  -2.000  -0.3204   0.06836   0.06311   0.0109   0.9345   0.5857
  -1.750  -0.3126   0.06637   0.06119   0.0180   0.9266   0.6432
  -1.500  -0.3027   0.06438   0.05925   0.0241   0.9190   0.6975
  -1.250  -0.0339   0.05489   0.04669  -0.0697   0.9009   0.2441
  -1.000   0.0090   0.05278   0.04416  -0.0737   0.8920   0.2254
  -0.750   0.0350   0.05148   0.04264  -0.0748   0.8829   0.2167
  -0.500   0.0821   0.05035   0.04093  -0.0786   0.8738   0.2063
  -0.250   0.1013   0.04983   0.04018  -0.0783   0.8642   0.2034
   0.000   0.1482   0.04929   0.03926  -0.0817   0.8554   0.2038
   0.250   0.1621   0.04926   0.03904  -0.0805   0.8452   0.2053
   0.500   0.2004   0.04915   0.03860  -0.0825   0.8362   0.2074
   0.750   0.2219   0.04926   0.03850  -0.0821   0.8262   0.2089
   1.000   0.2506   0.04934   0.03845  -0.0827   0.8167   0.2121
   1.250   0.2832   0.04955   0.03857  -0.0840   0.8070   0.2198
   1.500   0.3070   0.05008   0.03894  -0.0841   0.7968   0.2290
   1.750   0.3557   0.05015   0.03898  -0.0871   0.7873   0.2470
   2.000   0.3651   0.05091   0.03977  -0.0856   0.7770   0.2596
   2.250   0.4086   0.05081   0.04005  -0.0879   0.7674   0.3161
   2.500   0.4371   0.04963   0.04031  -0.0886   0.7571   1.0000
   2.750   0.4596   0.05086   0.04122  -0.0883   0.7467   1.0000
   3.000   0.4906   0.05190   0.04202  -0.0889   0.7364   1.0000
   3.250   0.4968   0.05347   0.04348  -0.0873   0.7257   1.0000
   3.500   0.5335   0.05443   0.04427  -0.0883   0.7154   1.0000
   3.750   0.5404   0.05603   0.04579  -0.0868   0.7045   1.0000
   4.000   0.5571   0.05747   0.04716  -0.0862   0.6936   1.0000
   4.250   0.5962   0.05826   0.04784  -0.0873   0.6834   1.0000
   4.500   0.5918   0.06039   0.04994  -0.0851   0.6721   1.0000
   4.750   0.6164   0.06167   0.05117  -0.0850   0.6615   1.0000
   5.000   0.6376   0.06301   0.05248  -0.0847   0.6509   1.0000
   5.250   0.6409   0.06512   0.05457  -0.0833   0.6401   1.0000
   5.500   0.6761   0.06600   0.05542  -0.0838   0.6300   1.0000
   5.750   0.6750   0.06839   0.05782  -0.0824   0.6195   1.0000
   6.000   0.6873   0.07033   0.05976  -0.0817   0.6093   1.0000
   6.250   0.7172   0.07144   0.06086  -0.0818   0.5996   1.0000
   6.500   0.7080   0.07457   0.06400  -0.0804   0.5902   1.0000
   6.750   0.7464   0.07532   0.06477  -0.0808   0.5807   1.0000
   7.000   0.7270   0.07925   0.06873  -0.0795   0.5729   1.0000
   7.250   0.7603   0.08035   0.06986  -0.0796   0.5636   1.0000
   7.500   0.7429   0.08438   0.07392  -0.0787   0.5572   1.0000
   7.750   0.7837   0.08519   0.07477  -0.0790   0.5479   1.0000
   8.000   0.7620   0.08987   0.07949  -0.0785   0.5448   1.0000
   8.250   0.7550   0.09370   0.08337  -0.0783   0.5420   1.0000
   8.500   0.7534   0.09774   0.08746  -0.0788   0.5436   1.0000
   8.750   0.7649   0.10172   0.09150  -0.0799   0.5473   1.0000
   9.000   0.6820   0.11127   0.10115  -0.0827   0.6236   1.0000
   9.250   0.7120   0.11497   0.10491  -0.0841   0.6157   1.0000
   9.500   0.7026   0.11687   0.10685  -0.0830   0.6091   1.0000
   9.750   0.7269   0.12017   0.11021  -0.0839   0.5997   1.0000
  10.000   0.7222   0.12225   0.11232  -0.0832   0.5913   1.0000
  10.250   0.7461   0.12574   0.11590  -0.0842   0.5832   1.0000
  10.500   0.7416   0.12790   0.11810  -0.0836   0.5753   1.0000
  10.750   0.7700   0.13178   0.12207  -0.0847   0.5659   1.0000
  11.000   0.7607   0.13343   0.12376  -0.0840   0.5566   1.0000
  11.250   0.7976   0.13855   0.12900  -0.0856   0.5484   1.0000
<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)