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

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
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)