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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)