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=1,000,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 70.26 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe481-il-1000000.txt
Download as CSV file: xf-goe481-il-1000000.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 =     1.000 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000   0.0023   0.11593   0.11394  -0.0962   0.9683   0.0358
 -10.750   0.0185   0.11309   0.11109  -0.0990   0.9678   0.0367
 -10.000  -0.1954   0.06241   0.06001  -0.1311   0.9426   0.0429
  -9.750  -0.1660   0.06138   0.05903  -0.1334   0.9417   0.0437
  -9.500  -0.1375   0.05966   0.05732  -0.1368   0.9409   0.0447
  -9.250  -0.1121   0.05640   0.05402  -0.1427   0.9400   0.0459
  -9.000  -0.1182   0.05269   0.05023  -0.1443   0.9314   0.0471
  -8.750  -0.0934   0.05088   0.04843  -0.1471   0.9296   0.0483
  -8.500  -0.0659   0.04945   0.04701  -0.1496   0.9283   0.0494
  -8.250  -0.0382   0.04697   0.04450  -0.1539   0.9270   0.0510
  -8.000  -0.0084   0.04406   0.04151  -0.1593   0.9259   0.0528
  -7.750   0.0231   0.04306   0.04055  -0.1615   0.9250   0.0541
  -7.500   0.0550   0.04126   0.03872  -0.1652   0.9240   0.0558
  -7.250   0.0613   0.03830   0.03566  -0.1661   0.9160   0.0575
  -7.000   0.0911   0.03808   0.03548  -0.1665   0.9136   0.0586
  -6.750   0.1226   0.03695   0.03436  -0.1687   0.9113   0.0599
  -6.500   0.1595   0.03409   0.03139  -0.1747   0.9094   0.0622
  -6.250   0.1992   0.03292   0.03020  -0.1786   0.9078   0.0638
  -6.000   0.2141   0.03246   0.02974  -0.1766   0.9003   0.0647
  -5.750   0.2441   0.03136   0.02861  -0.1784   0.8949   0.0662
  -5.500   0.2872   0.02900   0.02611  -0.1846   0.8908   0.0684
  -5.250   0.3070   0.02895   0.02610  -0.1828   0.8814   0.0696
  -5.000   0.3438   0.02837   0.02548  -0.1851   0.8730   0.0710
  -4.750   0.3683   0.02741   0.02447  -0.1855   0.8623   0.0725
  -4.500   0.4036   0.02604   0.02296  -0.1887   0.8508   0.0742
  -4.250   0.4264   0.02614   0.02306  -0.1873   0.8340   0.0754
  -4.000   0.4508   0.02594   0.02277  -0.1867   0.8122   0.0767
  -3.750   0.4685   0.02556   0.02223  -0.1850   0.7781   0.0781
  -3.500   0.4794   0.02480   0.02123  -0.1823   0.7379   0.0796
  -3.250   0.4878   0.02527   0.02155  -0.1779   0.7000   0.0803
  -3.000   0.5011   0.02551   0.02169  -0.1747   0.6714   0.0811
  -2.750   0.5166   0.02559   0.02168  -0.1722   0.6489   0.0821
  -2.500   0.5328   0.02546   0.02148  -0.1700   0.6302   0.0833
  -2.000   0.5714   0.02502   0.02091  -0.1669   0.6009   0.0858
  -1.750   0.5900   0.02510   0.02093  -0.1651   0.5876   0.0864
  -1.500   0.6114   0.02510   0.02090  -0.1638   0.5766   0.0869
  -1.250   0.6307   0.02509   0.02084  -0.1622   0.5645   0.0876
  -1.000   0.6529   0.02488   0.02059  -0.1612   0.5544   0.0885
  -0.750   0.6734   0.02456   0.02019  -0.1601   0.5432   0.0902
  -0.500   0.6963   0.02428   0.01988  -0.1593   0.5342   0.0913
  -0.250   0.7176   0.02417   0.01973  -0.1582   0.5253   0.0920
   0.000   0.7393   0.02401   0.01952  -0.1571   0.5175   0.0932
   0.250   0.7637   0.02347   0.01894  -0.1568   0.5113   0.0969
   0.500   0.7852   0.02339   0.01883  -0.1557   0.5039   0.0978
   0.750   0.8070   0.02309   0.01845  -0.1547   0.4956   0.1023
   1.000   0.8295   0.02299   0.01835  -0.1537   0.4896   0.1029
   1.250   0.8509   0.02292   0.01825  -0.1526   0.4821   0.1041
   1.500   0.8721   0.02284   0.01810  -0.1514   0.4732   0.1078
   1.750   0.8946   0.02273   0.01800  -0.1504   0.4671   0.1088
   2.000   0.9167   0.02272   0.01794  -0.1494   0.4587   0.1129
   2.250   0.9369   0.02263   0.01781  -0.1481   0.4501   0.1145
   2.500   0.9665   0.02232   0.01737  -0.1483   0.4435   0.1170
   2.750   0.9870   0.02187   0.01688  -0.1472   0.4355   0.1172
   3.000   1.0077   0.02157   0.01653  -0.1461   0.4277   0.1174
   3.250   1.0302   0.02126   0.01619  -0.1453   0.4210   0.1177
   3.500   1.0514   0.02106   0.01593  -0.1441   0.4126   0.1181
   3.750   1.0725   0.02088   0.01570  -0.1430   0.4042   0.1185
   4.000   1.0938   0.02070   0.01547  -0.1418   0.3954   0.1190
   4.250   1.1135   0.02060   0.01528  -0.1404   0.3862   0.1193
   4.500   1.1358   0.02040   0.01506  -0.1394   0.3803   0.1198
   4.750   1.1570   0.02027   0.01487  -0.1382   0.3729   0.1201
   5.000   1.1775   0.02029   0.01481  -0.1367   0.3641   0.1206
   5.250   1.2003   0.02031   0.01479  -0.1357   0.3569   0.1209
   5.500   1.2208   0.02041   0.01480  -0.1342   0.3479   0.1210
   5.750   1.2424   0.02046   0.01480  -0.1329   0.3416   0.1210
   6.000   1.2639   0.02044   0.01475  -0.1317   0.3359   0.1211
   6.250   1.2832   0.02045   0.01471  -0.1301   0.3296   0.1211
   6.500   1.3018   0.02049   0.01469  -0.1284   0.3230   0.1211
   6.750   1.3228   0.02043   0.01462  -0.1271   0.3190   0.1211
   7.000   1.3425   0.02040   0.01457  -0.1256   0.3136   0.1211
   7.250   1.3608   0.02047   0.01458  -0.1239   0.3070   0.1211
   7.500   1.3800   0.02049   0.01457  -0.1223   0.3013   0.1211
   7.750   1.3992   0.02051   0.01456  -0.1208   0.2945   0.1212
   8.000   1.4155   0.02064   0.01463  -0.1188   0.2869   0.1212
   8.250   1.4335   0.02074   0.01470  -0.1170   0.2803   0.1212
   8.500   1.4513   0.02082   0.01475  -0.1152   0.2732   0.1212
   8.750   1.4666   0.02102   0.01489  -0.1131   0.2643   0.1212
   9.000   1.4846   0.02113   0.01498  -0.1114   0.2571   0.1212
   9.500   1.5123   0.02157   0.01530  -0.1068   0.2359   0.1212
   9.750   1.5232   0.02170   0.01535  -0.1042   0.2229   0.1213
  10.000   1.5321   0.02199   0.01556  -0.1014   0.2088   0.1214
  10.250   1.5419   0.02242   0.01592  -0.0986   0.1974   0.1214
  10.500   1.5527   0.02280   0.01626  -0.0961   0.1890   0.1215
  10.750   1.5636   0.02318   0.01662  -0.0936   0.1829   0.1216
  11.000   1.5725   0.02376   0.01716  -0.0909   0.1763   0.1217
  11.250   1.5859   0.02410   0.01752  -0.0888   0.1736   0.1218
  11.500   1.5981   0.02455   0.01796  -0.0866   0.1704   0.1220
  11.750   1.6075   0.02516   0.01857  -0.0841   0.1670   0.1222
  12.000   1.6176   0.02579   0.01919  -0.0818   0.1638   0.1223
  12.250   1.6268   0.02648   0.01990  -0.0794   0.1606   0.1226
  12.500   1.6398   0.02698   0.02043  -0.0774   0.1595   0.1230
  12.750   1.6526   0.02752   0.02101  -0.0756   0.1580   0.1234
  13.000   1.6644   0.02815   0.02166  -0.0736   0.1564   0.1239
  13.250   1.6742   0.02891   0.02245  -0.0715   0.1546   0.1242
  13.500   1.6841   0.02979   0.02334  -0.0695   0.1525   0.1250
  13.750   1.6916   0.03089   0.02445  -0.0672   0.1502   0.1253
  14.000   1.6986   0.03203   0.02561  -0.0651   0.1478   0.1254
  14.250   1.7043   0.03329   0.02689  -0.0629   0.1454   0.1254
  14.500   1.7170   0.03407   0.02771  -0.0614   0.1443   0.1255
  14.750   1.7287   0.03492   0.02860  -0.0599   0.1425   0.1255
  15.000   1.7370   0.03603   0.02975  -0.0582   0.1404   0.1255
  15.250   1.7448   0.03723   0.03097  -0.0565   0.1382   0.1256
  15.500   1.7482   0.03880   0.03255  -0.0547   0.1351   0.1256
  15.750   1.7497   0.04044   0.03421  -0.0529   0.1319   0.1257
  16.000   1.7602   0.04145   0.03529  -0.0518   0.1299   0.1258
  16.250   1.7681   0.04276   0.03664  -0.0507   0.1263   0.1260
  16.500   1.7711   0.04459   0.03848  -0.0494   0.1222   0.1261
  16.750   1.7715   0.04675   0.04067  -0.0481   0.1176   0.1263
  17.000   1.7749   0.04870   0.04264  -0.0471   0.1128   0.1263
  17.250   1.7707   0.05145   0.04538  -0.0461   0.1061   0.1265
  17.500   1.7673   0.05423   0.04818  -0.0452   0.1006   0.1267
  17.750   1.7607   0.05745   0.05141  -0.0445   0.0961   0.1269
  18.000   1.7578   0.06035   0.05437  -0.0440   0.0934   0.1272
  18.250   1.7532   0.06349   0.05754  -0.0436   0.0909   0.1275
  18.500   1.7466   0.06694   0.06104  -0.0433   0.0887   0.1275
  18.750   1.7395   0.07057   0.06473  -0.0433   0.0868   0.1282
  19.000   1.7355   0.07386   0.06809  -0.0433   0.0855   0.1284
  19.250   1.7322   0.07707   0.07137  -0.0433   0.0843   0.1292
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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