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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 30.27 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe480-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe480-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2906   0.11866   0.11183  -0.0364   1.0000   0.1395
  -9.000  -0.3141   0.11907   0.11239  -0.0341   1.0000   0.1400
  -8.750  -0.3384   0.11938   0.11285  -0.0316   1.0000   0.1402
  -8.500  -0.3113   0.11345   0.10690  -0.0292   0.9998   0.1427
  -8.250  -0.2882   0.10958   0.10299  -0.0321   0.9936   0.1481
  -8.000  -0.2887   0.10799   0.10141  -0.0391   0.9818   0.1542
  -7.750  -0.2728   0.10382   0.09724  -0.0423   0.9742   0.1565
  -7.500  -0.2490   0.09981   0.09318  -0.0436   0.9678   0.1603
  -7.250  -0.2355   0.09684   0.09019  -0.0470   0.9593   0.1646
  -7.000  -0.2415   0.09516   0.08852  -0.0550   0.9431   0.1697
  -6.750  -0.2204   0.09085   0.08420  -0.0560   0.9373   0.1722
  -6.500  -0.2003   0.08771   0.08103  -0.0564   0.9304   0.1773
  -6.250  -0.1953   0.08539   0.07863  -0.0660   0.9175   0.1855
  -5.750  -0.1645   0.07022   0.06291  -0.0825   0.8978   0.1116
  -5.500  -0.1431   0.06681   0.05938  -0.0853   0.8907   0.1112
  -5.250  -0.1209   0.06356   0.05602  -0.0878   0.8840   0.1104
  -5.000  -0.1039   0.06074   0.05310  -0.0890   0.8753   0.1089
  -4.750  -0.0731   0.05693   0.04907  -0.0935   0.8704   0.1069
  -4.500  -0.0596   0.05425   0.04621  -0.0942   0.8603   0.1055
  -4.250  -0.0296   0.05094   0.04258  -0.0977   0.8545   0.1057
  -4.000  -0.0073   0.04845   0.03980  -0.0991   0.8468   0.1067
  -3.750   0.0175   0.04599   0.03703  -0.1005   0.8392   0.1068
  -3.500   0.0522   0.04324   0.03388  -0.1033   0.8347   0.1062
  -3.250   0.0689   0.04167   0.03202  -0.1025   0.8249   0.1060
  -3.000   0.1009   0.03963   0.02960  -0.1040   0.8193   0.1061
  -2.750   0.1287   0.03812   0.02774  -0.1046   0.8127   0.1074
  -2.500   0.1527   0.03697   0.02624  -0.1043   0.8045   0.1094
  -2.250   0.1891   0.03547   0.02431  -0.1058   0.7999   0.1112
  -2.000   0.2085   0.03479   0.02335  -0.1045   0.7905   0.1118
  -1.750   0.2402   0.03377   0.02221  -0.1051   0.7846   0.1130
  -1.500   0.2703   0.03300   0.02131  -0.1054   0.7783   0.1145
  -1.250   0.2936   0.03258   0.02077  -0.1047   0.7696   0.1161
  -1.000   0.3301   0.03181   0.01986  -0.1057   0.7649   0.1198
  -0.750   0.3480   0.03175   0.01967  -0.1041   0.7548   0.1234
  -0.500   0.3827   0.03119   0.01898  -0.1048   0.7491   0.1281
  -0.250   0.4089   0.03100   0.01874  -0.1044   0.7413   0.1318
   0.000   0.4369   0.03074   0.01839  -0.1041   0.7335   0.1365
   0.250   0.4748   0.03013   0.01772  -0.1052   0.7291   0.1433
   0.500   0.4895   0.03044   0.01805  -0.1033   0.7180   0.1506
   0.750   0.5247   0.02997   0.01758  -0.1040   0.7127   0.1690
   1.000   0.5419   0.03015   0.01789  -0.1024   0.7026   0.1909
   1.250   0.5742   0.02940   0.01756  -0.1030   0.6964   0.2682
   1.750   0.6352   0.02811   0.01772  -0.1036   0.6805   1.0000
   2.000   0.6689   0.02806   0.01743  -0.1039   0.6750   1.0000
   2.250   0.6813   0.02882   0.01810  -0.1017   0.6637   1.0000
   2.500   0.7173   0.02865   0.01774  -0.1023   0.6587   1.0000
   2.750   0.7268   0.02955   0.01858  -0.0997   0.6468   1.0000
   3.000   0.7625   0.02935   0.01825  -0.1002   0.6417   1.0000
   3.250   0.7717   0.03028   0.01915  -0.0976   0.6299   1.0000
   3.500   0.8076   0.03004   0.01879  -0.0981   0.6247   1.0000
   3.750   0.8161   0.03101   0.01976  -0.0955   0.6129   1.0000
   4.000   0.8528   0.03070   0.01937  -0.0960   0.6077   1.0000
   4.250   0.8605   0.03173   0.02040  -0.0933   0.5959   1.0000
   4.500   0.8983   0.03133   0.01994  -0.0940   0.5906   1.0000
   4.750   0.9047   0.03242   0.02106  -0.0912   0.5787   1.0000
   5.000   0.9337   0.03243   0.02104  -0.0908   0.5716   1.0000
   5.250   0.9488   0.03311   0.02174  -0.0890   0.5614   1.0000
   5.500   0.9716   0.03343   0.02207  -0.0880   0.5532   1.0000
   5.750   0.9921   0.03385   0.02251  -0.0867   0.5441   1.0000
   6.000   1.0102   0.03443   0.02311  -0.0852   0.5351   1.0000
   6.250   1.0342   0.03468   0.02339  -0.0843   0.5267   1.0000
   6.500   1.0475   0.03551   0.02426  -0.0824   0.5171   1.0000
   6.750   1.0743   0.03564   0.02444  -0.0818   0.5093   1.0000
   7.000   1.0821   0.03672   0.02558  -0.0793   0.4993   1.0000
   7.250   1.1119   0.03673   0.02561  -0.0790   0.4919   1.0000
   7.500   1.1141   0.03815   0.02712  -0.0760   0.4817   1.0000
   7.750   1.1457   0.03806   0.02709  -0.0759   0.4746   1.0000
   8.000   1.1432   0.03982   0.02894  -0.0727   0.4642   1.0000
   8.250   1.1763   0.03964   0.02881  -0.0727   0.4574   1.0000
   8.500   1.1689   0.04182   0.03109  -0.0693   0.4470   1.0000
   8.750   1.2031   0.04153   0.03088  -0.0692   0.4404   1.0000
   9.000   1.1903   0.04422   0.03369  -0.0659   0.4299   1.0000
   9.250   1.2242   0.04390   0.03345  -0.0657   0.4237   1.0000
   9.500   1.2059   0.04724   0.03691  -0.0625   0.4132   1.0000
   9.750   1.2395   0.04683   0.03660  -0.0621   0.4072   1.0000
  10.000   1.2143   0.05106   0.04096  -0.0592   0.3964   1.0000
  10.250   1.2467   0.05062   0.04063  -0.0586   0.3907   1.0000
  10.500   1.2131   0.05614   0.04626  -0.0564   0.3795   1.0000
  10.750   1.2472   0.05531   0.04555  -0.0556   0.3742   1.0000
  11.000   1.2032   0.06261   0.05294  -0.0543   0.3620   1.0000
  11.250   1.2514   0.05976   0.05024  -0.0530   0.3573   1.0000
  11.500   1.1956   0.06918   0.05974  -0.0528   0.3442   1.0000
  11.750   1.2538   0.06386   0.05452  -0.0504   0.3367   1.0000
  12.000   1.2588   0.06518   0.05593  -0.0491   0.3249   1.0000
  12.250   1.2115   0.07420   0.06505  -0.0498   0.3128   1.0000
  12.500   1.2412   0.07200   0.06294  -0.0477   0.3020   1.0000
  12.750   1.2649   0.07105   0.06211  -0.0461   0.2922   1.0000
  13.000   1.2230   0.07995   0.07113  -0.0475   0.2808   1.0000
  13.250   1.2546   0.07767   0.06896  -0.0455   0.2719   1.0000
  13.500   1.2455   0.08172   0.07313  -0.0456   0.2611   1.0000
  13.750   1.2189   0.08890   0.08042  -0.0471   0.2495   1.0000
  14.000   1.2311   0.08948   0.08111  -0.0462   0.2382   1.0000
  14.250   1.2480   0.08911   0.08082  -0.0449   0.2253   1.0000
  14.500   1.2530   0.09080   0.08256  -0.0444   0.2113   1.0000
  14.750   1.2417   0.09557   0.08742  -0.0455   0.1974   1.0000
  15.000   1.2327   0.10009   0.09200  -0.0465   0.1832   1.0000
  15.250   1.2273   0.10410   0.09605  -0.0474   0.1689   1.0000
  15.500   1.2231   0.10802   0.09997  -0.0483   0.1554   1.0000
<< Back to GOE 480 AIRFOIL (goe480-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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