GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 41.15 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.0438 0.11114 0.10586 -0.0570 0.9401 0.0848
-7.000 -0.0266 0.10825 0.10297 -0.0604 0.9363 0.0857
-6.750 -0.0246 0.10628 0.10103 -0.0599 0.9266 0.0860
-6.500 -0.0087 0.10358 0.09834 -0.0622 0.9214 0.0871
-6.250 -0.0001 0.10173 0.09653 -0.0622 0.9134 0.0894
-6.000 0.0071 0.09960 0.09441 -0.0633 0.9051 0.0907
-5.750 0.0027 0.09494 0.08971 -0.0652 0.8952 0.0765
-5.500 0.0154 0.09233 0.08712 -0.0660 0.8866 0.0751
-5.250 0.0369 0.08872 0.08348 -0.0700 0.8816 0.0741
-5.000 0.0387 0.08669 0.08148 -0.0691 0.8677 0.0745
-4.500 0.0683 0.08161 0.07640 -0.0724 0.8487 0.0780
-4.250 0.0908 0.07855 0.07332 -0.0755 0.8417 0.0788
-4.000 0.1022 0.07608 0.07084 -0.0764 0.8294 0.0790
-3.750 0.1244 0.07302 0.06774 -0.0795 0.8210 0.0801
-3.500 0.1427 0.07082 0.06552 -0.0810 0.8102 0.0827
-3.250 0.1653 0.06845 0.06313 -0.0831 0.8001 0.0849
-2.750 0.2144 0.06359 0.05818 -0.0880 0.7790 0.0887
-2.500 0.2480 0.06098 0.05548 -0.0919 0.7708 0.0918
-2.250 0.2739 0.05886 0.05330 -0.0941 0.7579 0.0935
-2.000 0.3130 0.05643 0.05077 -0.0985 0.7495 0.0970
-1.750 0.3454 0.05427 0.04850 -0.1018 0.7360 0.0998
-1.500 0.3871 0.05197 0.04606 -0.1064 0.7259 0.1025
-1.250 0.4230 0.05023 0.04419 -0.1097 0.7123 0.1062
-1.000 0.4650 0.04817 0.04198 -0.1143 0.7005 0.1087
-0.750 0.5057 0.04710 0.04077 -0.1180 0.6868 0.1166
-0.500 0.5439 0.04552 0.03903 -0.1216 0.6739 0.1196
-0.250 0.5840 0.04371 0.03705 -0.1256 0.6615 0.1209
0.000 0.6213 0.04240 0.03556 -0.1289 0.6490 0.1232
0.250 0.6582 0.04102 0.03402 -0.1319 0.6375 0.1253
0.500 0.6918 0.03979 0.03264 -0.1343 0.6265 0.1266
0.750 0.7284 0.03890 0.03156 -0.1371 0.6152 0.1289
1.000 0.7583 0.03761 0.03015 -0.1385 0.6051 0.1302
1.250 0.7891 0.03693 0.02931 -0.1399 0.5943 0.1323
1.500 0.8235 0.03587 0.02807 -0.1420 0.5854 0.1347
1.750 0.8472 0.03510 0.02723 -0.1419 0.5761 0.1362
2.000 0.8791 0.03471 0.02665 -0.1431 0.5670 0.1390
2.250 0.9078 0.03368 0.02549 -0.1440 0.5591 0.1408
2.500 0.9314 0.03368 0.02539 -0.1433 0.5496 0.1427
2.750 0.9542 0.03282 0.02447 -0.1430 0.5411 0.1440
3.000 0.9857 0.03315 0.02458 -0.1436 0.5330 0.1466
3.250 1.0025 0.03241 0.02388 -0.1421 0.5246 0.1472
3.500 1.0254 0.03197 0.02335 -0.1415 0.5164 0.1480
3.750 1.0490 0.03172 0.02301 -0.1409 0.5082 0.1486
4.000 1.0658 0.03159 0.02287 -0.1390 0.4988 0.1491
4.250 1.0882 0.03148 0.02263 -0.1381 0.4902 0.1498
4.500 1.1072 0.03148 0.02259 -0.1365 0.4815 0.1504
4.750 1.1247 0.03152 0.02260 -0.1346 0.4726 0.1507
5.000 1.1479 0.03155 0.02251 -0.1338 0.4655 0.1509
5.250 1.1664 0.03165 0.02261 -0.1321 0.4581 0.1510
5.500 1.1829 0.03179 0.02273 -0.1301 0.4497 0.1511
5.750 1.2033 0.03189 0.02272 -0.1287 0.4421 0.1512
6.000 1.2185 0.03188 0.02273 -0.1266 0.4341 0.1513
6.250 1.2337 0.03181 0.02270 -0.1245 0.4262 0.1516
6.500 1.2522 0.03176 0.02256 -0.1230 0.4193 0.1519
6.750 1.2676 0.03185 0.02269 -0.1210 0.4122 0.1523
7.000 1.2827 0.03200 0.02287 -0.1189 0.4049 0.1527
7.250 1.2998 0.03214 0.02296 -0.1171 0.3983 0.1531
7.500 1.3167 0.03234 0.02314 -0.1153 0.3922 0.1536
7.750 1.3304 0.03263 0.02350 -0.1130 0.3853 0.1539
8.000 1.3456 0.03290 0.02376 -0.1110 0.3787 0.1543
8.250 1.3636 0.03314 0.02391 -0.1094 0.3731 0.1548
8.500 1.3752 0.03360 0.02447 -0.1068 0.3662 0.1552
8.750 1.3878 0.03404 0.02495 -0.1045 0.3595 0.1556
9.000 1.4026 0.03447 0.02532 -0.1024 0.3533 0.1560
9.250 1.4156 0.03502 0.02589 -0.1002 0.3470 0.1563
9.500 1.4249 0.03568 0.02663 -0.0975 0.3396 0.1564
9.750 1.4358 0.03602 0.02695 -0.0951 0.3326 0.1567
10.000 1.4460 0.03647 0.02741 -0.0928 0.3256 0.1572
10.250 1.4520 0.03717 0.02821 -0.0900 0.3176 0.1576
10.500 1.4610 0.03779 0.02880 -0.0876 0.3104 0.1583
10.750 1.4689 0.03856 0.02961 -0.0852 0.3032 0.1589
11.000 1.4734 0.03953 0.03067 -0.0825 0.2955 0.1599
11.250 1.4796 0.04045 0.03155 -0.0799 0.2882 0.1609
11.500 1.4842 0.04167 0.03282 -0.0774 0.2808 0.1620
11.750 1.4868 0.04300 0.03421 -0.0748 0.2730 0.1625
12.000 1.4920 0.04396 0.03515 -0.0727 0.2664 0.1631
12.250 1.4945 0.04536 0.03666 -0.0706 0.2590 0.1642
12.500 1.4967 0.04689 0.03824 -0.0686 0.2518 0.1652
12.750 1.5005 0.04837 0.03965 -0.0668 0.2456 0.1665
13.000 1.5014 0.05030 0.04172 -0.0651 0.2390 0.1676
13.250 1.5017 0.05229 0.04375 -0.0633 0.2329 0.1687
13.500 1.5059 0.05402 0.04544 -0.0621 0.2279 0.1694
13.750 1.5099 0.05608 0.04762 -0.0614 0.2226 0.1705
14.000 1.5121 0.05834 0.04998 -0.0607 0.2174 0.1719
14.250 1.5147 0.06054 0.05220 -0.0599 0.2128 0.1738
14.500 1.5185 0.06246 0.05403 -0.0587 0.2089 0.1762
14.750 1.5181 0.06534 0.05708 -0.0585 0.2042 0.1772
15.000 1.5191 0.06819 0.06004 -0.0586 0.1996 0.1790
15.250 1.5213 0.07075 0.06264 -0.0584 0.1954 0.1819
15.750 1.5264 0.07600 0.06796 -0.0583 0.1877 0.1875
16.000 1.5236 0.07942 0.07151 -0.0586 0.1838 0.1916
16.250 1.5236 0.08258 0.07475 -0.0589 0.1801 0.1965
16.500 1.5307 0.08474 0.07688 -0.0591 0.1764 0.2060
16.750 1.5428 0.08660 0.07872 -0.0597 0.1729 0.2202
17.000 1.5315 0.09133 0.08367 -0.0605 0.1694 0.2241
17.250 1.5256 0.09561 0.08809 -0.0618 0.1656 0.2328
17.500 1.5241 0.09886 0.09140 -0.0622 0.1619 0.2399
17.750 1.5388 0.10027 0.09274 -0.0627 0.1584 0.2503
18.000 1.5366 0.10362 0.09615 -0.0632 0.1551 0.2567
18.250 1.5143 0.11029 0.10309 -0.0654 0.1514 0.2569
18.500 1.5030 0.11561 0.10856 -0.0676 0.1476 0.2594
18.750 1.5058 0.11854 0.11155 -0.0686 0.1444 0.2639
19.000 1.5201 0.11938 0.11234 -0.0683 0.1419 0.2694
19.250 1.5102 0.12421 0.11729 -0.0700 0.1391 0.2707
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)