GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 63.8 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.1331 0.12962 0.12745 -0.0886 0.9718 0.0238
-13.500 -0.1201 0.12707 0.12491 -0.0907 0.9708 0.0240
-12.500 -0.1839 0.09358 0.09119 -0.1120 0.9669 0.0311
-12.250 -0.1656 0.09147 0.08908 -0.1147 0.9663 0.0314
-12.000 -0.1460 0.08956 0.08718 -0.1173 0.9658 0.0318
-11.750 -0.1611 0.08810 0.08574 -0.1130 0.9583 0.0321
-11.500 -0.1521 0.08536 0.08300 -0.1153 0.9562 0.0326
-11.250 -0.1501 0.08111 0.07872 -0.1192 0.9543 0.0336
-11.000 -0.1519 0.07598 0.07353 -0.1245 0.9526 0.0346
-10.750 -0.1659 0.07332 0.07085 -0.1235 0.9459 0.0351
-10.500 -0.1595 0.07175 0.06930 -0.1236 0.9414 0.0356
-10.250 -0.1515 0.06926 0.06681 -0.1257 0.9384 0.0362
-10.000 -0.1377 0.06600 0.06354 -0.1296 0.9365 0.0370
-9.750 -0.1411 0.06347 0.06099 -0.1298 0.9283 0.0378
-9.500 -0.1292 0.06043 0.05791 -0.1332 0.9239 0.0388
-9.250 -0.1078 0.05738 0.05483 -0.1381 0.9212 0.0398
-9.000 -0.0800 0.05463 0.05206 -0.1434 0.9190 0.0411
-8.750 -0.0703 0.05259 0.05000 -0.1444 0.9107 0.0422
-8.500 -0.0452 0.04984 0.04719 -0.1491 0.9069 0.0436
-8.250 -0.0145 0.04757 0.04490 -0.1539 0.9043 0.0453
-8.000 0.0185 0.04530 0.04259 -0.1591 0.9018 0.0470
-7.750 0.0419 0.04352 0.04078 -0.1615 0.8965 0.0485
-7.500 0.0668 0.04170 0.03894 -0.1642 0.8898 0.0502
-7.250 0.1004 0.03965 0.03681 -0.1688 0.8842 0.0521
-7.000 0.1327 0.03814 0.03526 -0.1722 0.8788 0.0536
-6.750 0.1561 0.03691 0.03400 -0.1734 0.8700 0.0549
-6.500 0.1914 0.03536 0.03235 -0.1773 0.8605 0.0565
-6.250 0.2166 0.03422 0.03114 -0.1786 0.8471 0.0576
-6.000 0.2456 0.03323 0.03007 -0.1803 0.8292 0.0587
-5.750 0.2662 0.03238 0.02903 -0.1802 0.7946 0.0599
-5.500 0.2705 0.03191 0.02829 -0.1764 0.7394 0.0607
-5.250 0.2757 0.03140 0.02752 -0.1728 0.6917 0.0614
-5.000 0.2867 0.03089 0.02682 -0.1704 0.6559 0.0623
-4.750 0.3034 0.03044 0.02627 -0.1689 0.6317 0.0632
-4.500 0.3228 0.02981 0.02555 -0.1680 0.6134 0.0642
-4.250 0.3437 0.02911 0.02476 -0.1675 0.6002 0.0652
-4.000 0.3640 0.02842 0.02398 -0.1668 0.5863 0.0661
-3.750 0.3862 0.02777 0.02326 -0.1664 0.5752 0.0671
-3.500 0.4068 0.02740 0.02284 -0.1654 0.5623 0.0683
-3.250 0.4290 0.02683 0.02222 -0.1649 0.5531 0.0696
-3.000 0.4508 0.02630 0.02162 -0.1642 0.5437 0.0706
-2.750 0.4724 0.02569 0.02094 -0.1635 0.5352 0.0716
-2.500 0.4955 0.02546 0.02070 -0.1627 0.5288 0.0724
-2.250 0.5181 0.02524 0.02047 -0.1618 0.5215 0.0731
-1.750 0.5629 0.02473 0.01988 -0.1600 0.5050 0.0750
-1.500 0.5851 0.02440 0.01949 -0.1592 0.4943 0.0761
-1.250 0.6072 0.02418 0.01922 -0.1582 0.4851 0.0770
-1.000 0.6304 0.02409 0.01913 -0.1573 0.4789 0.0779
-0.750 0.6531 0.02394 0.01897 -0.1564 0.4722 0.0789
-0.500 0.6752 0.02380 0.01881 -0.1553 0.4650 0.0803
-0.250 0.6984 0.02364 0.01864 -0.1545 0.4591 0.0818
0.000 0.7208 0.02362 0.01863 -0.1534 0.4520 0.0832
0.250 0.7420 0.02362 0.01859 -0.1522 0.4423 0.0846
0.500 0.7643 0.02357 0.01853 -0.1512 0.4341 0.0859
0.750 0.7852 0.02356 0.01849 -0.1499 0.4232 0.0873
1.000 0.8063 0.02350 0.01839 -0.1487 0.4142 0.0892
1.250 0.8284 0.02325 0.01810 -0.1478 0.4056 0.0938
1.500 0.8515 0.02255 0.01727 -0.1473 0.3963 0.1018
1.750 0.8745 0.02227 0.01694 -0.1465 0.3902 0.1040
2.000 0.8965 0.02218 0.01682 -0.1455 0.3823 0.1049
2.250 0.9190 0.02192 0.01647 -0.1446 0.3738 0.1071
2.500 0.9411 0.02185 0.01639 -0.1436 0.3679 0.1075
2.750 0.9630 0.02178 0.01628 -0.1425 0.3607 0.1083
3.000 0.9846 0.02166 0.01610 -0.1415 0.3532 0.1093
3.250 1.0070 0.02156 0.01597 -0.1405 0.3477 0.1110
3.500 1.0285 0.02155 0.01593 -0.1394 0.3408 0.1126
3.750 1.0502 0.02145 0.01575 -0.1382 0.3320 0.1140
4.000 1.0710 0.02133 0.01560 -0.1371 0.3255 0.1146
4.250 1.0919 0.02122 0.01546 -0.1358 0.3192 0.1153
4.500 1.1122 0.02116 0.01534 -0.1344 0.3114 0.1162
4.750 1.1333 0.02109 0.01519 -0.1332 0.3035 0.1165
5.000 1.1544 0.02106 0.01509 -0.1319 0.2948 0.1167
5.250 1.1745 0.02110 0.01505 -0.1304 0.2860 0.1167
5.500 1.1962 0.02101 0.01491 -0.1292 0.2813 0.1168
5.750 1.2177 0.02101 0.01487 -0.1279 0.2754 0.1168
6.000 1.2360 0.02082 0.01463 -0.1263 0.2685 0.1169
6.250 1.2550 0.02070 0.01447 -0.1248 0.2625 0.1169
6.500 1.2739 0.02065 0.01439 -0.1232 0.2558 0.1169
6.750 1.2902 0.02070 0.01436 -0.1212 0.2461 0.1170
7.000 1.3083 0.02069 0.01432 -0.1195 0.2381 0.1170
7.250 1.3240 0.02083 0.01438 -0.1174 0.2260 0.1170
7.500 1.3392 0.02101 0.01447 -0.1153 0.2116 0.1170
7.750 1.3514 0.02130 0.01465 -0.1127 0.1946 0.1171
8.000 1.3650 0.02157 0.01484 -0.1103 0.1841 0.1171
8.250 1.3783 0.02184 0.01505 -0.1079 0.1748 0.1172
8.500 1.3944 0.02199 0.01518 -0.1059 0.1703 0.1172
8.750 1.4101 0.02217 0.01533 -0.1039 0.1664 0.1173
9.000 1.4243 0.02241 0.01555 -0.1017 0.1628 0.1174
9.250 1.4388 0.02266 0.01578 -0.0996 0.1595 0.1175
9.500 1.4542 0.02288 0.01600 -0.0976 0.1566 0.1176
9.750 1.4707 0.02306 0.01619 -0.0958 0.1555 0.1178
10.000 1.4860 0.02329 0.01643 -0.0939 0.1541 0.1179
10.250 1.5004 0.02358 0.01673 -0.0918 0.1525 0.1180
10.500 1.5151 0.02387 0.01702 -0.0898 0.1509 0.1182
10.750 1.5296 0.02420 0.01736 -0.0878 0.1491 0.1183
11.000 1.5429 0.02459 0.01775 -0.0857 0.1473 0.1186
11.250 1.5545 0.02508 0.01824 -0.0834 0.1449 0.1187
11.500 1.5668 0.02557 0.01873 -0.0813 0.1424 0.1190
11.750 1.5799 0.02605 0.01922 -0.0792 0.1404 0.1194
12.000 1.5932 0.02651 0.01970 -0.0773 0.1393 0.1195
12.250 1.6066 0.02704 0.02024 -0.0753 0.1379 0.1197
12.500 1.6200 0.02756 0.02078 -0.0734 0.1363 0.1198
12.750 1.6314 0.02817 0.02141 -0.0714 0.1344 0.1198
13.000 1.6419 0.02886 0.02212 -0.0693 0.1324 0.1198
13.250 1.6518 0.02964 0.02289 -0.0672 0.1297 0.1198
13.500 1.6596 0.03055 0.02381 -0.0650 0.1271 0.1198
13.750 1.6698 0.03137 0.02465 -0.0631 0.1252 0.1198
14.000 1.6803 0.03218 0.02549 -0.0613 0.1235 0.1198
14.250 1.6888 0.03315 0.02648 -0.0594 0.1205 0.1198
14.500 1.6966 0.03423 0.02757 -0.0575 0.1169 0.1199
15.500 1.7014 0.04105 0.03435 -0.0496 0.0924 0.1201
16.000 1.7004 0.04532 0.03865 -0.0465 0.0850 0.1201
16.250 1.7013 0.04741 0.04079 -0.0454 0.0834 0.1205
16.500 1.7002 0.04986 0.04327 -0.0443 0.0810 0.1203
16.750 1.7015 0.05209 0.04556 -0.0434 0.0795 0.1206
17.000 1.7022 0.05444 0.04797 -0.0426 0.0780 0.1208
17.250 1.7030 0.05688 0.05047 -0.0420 0.0772 0.1209
17.500 1.7035 0.05937 0.05303 -0.0415 0.0763 0.1215
17.750 1.7021 0.06217 0.05588 -0.0411 0.0754 0.1215
18.000 1.6986 0.06528 0.05904 -0.0407 0.0743 0.1227
18.250 1.6969 0.06819 0.06201 -0.0405 0.0732 0.1228
18.500 1.6925 0.07154 0.06542 -0.0405 0.0723 0.1228
18.750 1.6887 0.07484 0.06879 -0.0406 0.0713 0.1228
19.000 1.6881 0.07792 0.07193 -0.0409 0.0706 0.1198
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)