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

Polar data table (+)

Polar graphs


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