GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 42.95 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 481 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2470 0.13588 0.13120 -0.0102 1.0000 0.0970
-7.750 -0.2478 0.13440 0.12979 -0.0088 1.0000 0.0981
-7.500 -0.2507 0.13326 0.12871 -0.0074 1.0000 0.0992
-7.250 -0.2397 0.13136 0.12683 -0.0100 0.9966 0.1011
-6.750 -0.1874 0.12494 0.12037 -0.0216 0.9810 0.1030
-6.500 -0.1662 0.12202 0.11744 -0.0255 0.9712 0.1047
-6.250 -0.1481 0.11954 0.11495 -0.0296 0.9614 0.1063
-5.750 -0.1157 0.11433 0.10975 -0.0365 0.9420 0.1077
-5.500 -0.0998 0.11159 0.10702 -0.0385 0.9313 0.1090
-5.250 -0.0739 0.10854 0.10395 -0.0437 0.9242 0.1109
-5.000 -0.0603 0.10639 0.10179 -0.0468 0.9106 0.1117
-4.500 -0.0165 0.09979 0.09517 -0.0541 0.8919 0.1127
-4.250 -0.0017 0.09711 0.09249 -0.0554 0.8794 0.1137
-4.000 0.0305 0.09359 0.08893 -0.0608 0.8728 0.1155
-3.750 0.0473 0.09147 0.08678 -0.0638 0.8586 0.1164
-3.500 0.0882 0.08793 0.08317 -0.0720 0.8529 0.1168
-3.250 0.0955 0.08514 0.08040 -0.0707 0.8391 0.1172
-3.000 0.1296 0.08133 0.07654 -0.0749 0.8341 0.1186
-2.750 0.1465 0.07922 0.07442 -0.0764 0.8209 0.1199
-2.500 0.1950 0.07625 0.07133 -0.0852 0.8148 0.1211
-2.250 0.2340 0.07182 0.06684 -0.0899 0.8118 0.1218
-2.000 0.2436 0.07001 0.06502 -0.0889 0.7969 0.1227
-1.750 0.2909 0.06646 0.06138 -0.0953 0.7933 0.1247
-1.500 0.3342 0.06471 0.05948 -0.1020 0.7830 0.1257
-1.250 0.3593 0.06106 0.05583 -0.1028 0.7762 0.1265
-1.000 0.4079 0.05762 0.05228 -0.1084 0.7728 0.1285
-0.750 0.4802 0.05453 0.04897 -0.1192 0.7704 0.1301
-0.500 0.4915 0.05262 0.04706 -0.1175 0.7568 0.1308
-0.250 0.5470 0.04948 0.04379 -0.1240 0.7523 0.1331
0.000 0.6249 0.04624 0.04031 -0.1350 0.7488 0.1349
0.250 0.6416 0.04488 0.03893 -0.1341 0.7352 0.1359
0.500 0.7267 0.04285 0.03656 -0.1461 0.7287 0.1391
0.750 0.7498 0.04081 0.03450 -0.1464 0.7167 0.1402
1.000 0.8261 0.03945 0.03280 -0.1565 0.7067 0.1440
1.250 0.8477 0.03779 0.03111 -0.1564 0.6945 0.1454
1.500 0.9092 0.03671 0.02972 -0.1637 0.6838 0.1497
1.750 0.9280 0.03576 0.02875 -0.1627 0.6720 0.1519
2.000 0.9774 0.03504 0.02775 -0.1674 0.6610 0.1559
2.250 0.9947 0.03452 0.02720 -0.1659 0.6493 0.1582
2.500 1.0378 0.03433 0.02675 -0.1690 0.6383 0.1620
2.750 1.0547 0.03383 0.02625 -0.1675 0.6278 0.1641
3.000 1.0860 0.03378 0.02605 -0.1683 0.6174 0.1671
3.250 1.1160 0.03410 0.02622 -0.1687 0.6073 0.1685
3.500 1.1331 0.03359 0.02570 -0.1670 0.5966 0.1694
3.750 1.1688 0.03321 0.02516 -0.1688 0.5869 0.1710
4.000 1.1769 0.03328 0.02528 -0.1651 0.5760 0.1720
4.250 1.2189 0.03320 0.02495 -0.1678 0.5664 0.1741
4.500 1.2245 0.03368 0.02551 -0.1635 0.5567 0.1751
4.750 1.2533 0.03380 0.02549 -0.1636 0.5469 0.1761
5.000 1.2738 0.03348 0.02514 -0.1625 0.5380 0.1771
5.250 1.2852 0.03345 0.02515 -0.1594 0.5283 0.1781
5.500 1.3253 0.03328 0.02475 -0.1618 0.5197 0.1801
5.750 1.3264 0.03364 0.02526 -0.1568 0.5113 0.1810
6.000 1.3473 0.03392 0.02550 -0.1554 0.5032 0.1828
6.250 1.3894 0.03419 0.02555 -0.1579 0.4959 0.1844
6.500 1.3852 0.03446 0.02603 -0.1522 0.4883 0.1848
6.750 1.4026 0.03440 0.02598 -0.1503 0.4807 0.1863
7.000 1.4463 0.03436 0.02571 -0.1533 0.4735 0.1896
7.250 1.4377 0.03494 0.02651 -0.1466 0.4660 0.1908
7.750 1.4946 0.03498 0.02635 -0.1467 0.4506 0.1958
8.000 1.4812 0.03549 0.02709 -0.1393 0.4434 0.1965
8.250 1.4958 0.03565 0.02725 -0.1367 0.4356 0.2001
8.500 1.5338 0.03571 0.02714 -0.1385 0.4278 0.2045
8.750 1.5194 0.03630 0.02795 -0.1310 0.4207 0.2054
9.000 1.5381 0.03654 0.02814 -0.1293 0.4127 0.2122
9.250 1.5633 0.03652 0.02805 -0.1289 0.4048 0.2181
9.500 1.5543 0.03745 0.02913 -0.1225 0.3969 0.2237
9.750 1.5887 0.03706 0.02857 -0.1236 0.3879 0.2384
10.000 1.5819 0.03773 0.02940 -0.1179 0.3799 0.2433
10.250 1.5909 0.03791 0.02955 -0.1148 0.3706 0.2584
10.500 1.6103 0.03806 0.02960 -0.1137 0.3614 0.2847
10.750 1.6074 0.03879 0.03045 -0.1090 0.3522 0.2922
11.000 1.6412 0.03879 0.03023 -0.1102 0.3423 0.3114
11.250 1.6277 0.04014 0.03177 -0.1041 0.3345 0.3158
11.500 1.6672 0.03999 0.03136 -0.1062 0.3246 0.3321
11.750 1.6547 0.04151 0.03307 -0.1007 0.3174 0.3352
12.000 1.6667 0.04223 0.03380 -0.0990 0.3090 0.3434
12.250 1.6950 0.04277 0.03417 -0.0993 0.3015 0.3551
12.500 1.6799 0.04465 0.03630 -0.0941 0.2957 0.3567
12.750 1.6955 0.04548 0.03715 -0.0932 0.2888 0.3640
13.000 1.7278 0.04591 0.03743 -0.0940 0.2822 0.3745
13.250 1.7072 0.04828 0.04010 -0.0888 0.2775 0.3751
13.500 1.7042 0.04999 0.04192 -0.0858 0.2720 0.3782
13.750 1.7406 0.04979 0.04154 -0.0867 0.2656 0.3882
14.000 1.7313 0.05207 0.04401 -0.0834 0.2611 0.3902
14.250 1.7097 0.05508 0.04727 -0.0793 0.2567 0.3906
14.500 1.7101 0.05684 0.04910 -0.0772 0.2516 0.3944
14.750 1.7619 0.05570 0.04765 -0.0788 0.2451 0.4036
15.000 1.7236 0.06004 0.05237 -0.0742 0.2420 0.4015
15.250 1.6907 0.06467 0.05728 -0.0711 0.2383 0.4005
15.500 1.6835 0.06743 0.06016 -0.0695 0.2335 0.4024
15.750 1.7475 0.06457 0.05693 -0.0704 0.2266 0.4162
16.000 1.6941 0.07130 0.06407 -0.0674 0.2239 0.4110
16.250 1.6253 0.08093 0.07412 -0.0663 0.2208 0.4045
16.500 1.0901 0.17310 0.16715 -0.1000 0.1964 0.2794
16.750 1.7087 0.07723 0.07008 -0.0647 0.2089 0.4311
17.000 1.5975 0.09265 0.08607 -0.0658 0.2071 0.4108
17.250 1.0091 0.20249 0.19675 -0.1155 0.2347 0.2397
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)