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

Polar data table (+)

Polar graphs


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