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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 53.41 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe481-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe481-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.0447   0.10825   0.10464  -0.0568   0.9437   0.0780
  -6.750  -0.0282   0.10523   0.10162  -0.0623   0.9399   0.0797
  -6.500  -0.0181   0.10280   0.09921  -0.0617   0.9314   0.0804
  -6.250   0.0039   0.10004   0.09645  -0.0646   0.9270   0.0819
  -6.000   0.0242   0.09722   0.09360  -0.0695   0.9237   0.0848
  -5.750   0.0232   0.09526   0.09167  -0.0691   0.9112   0.0854
  -5.500   0.0511   0.09198   0.08839  -0.0720   0.9087   0.0866
  -5.250   0.0603   0.08994   0.08637  -0.0719   0.8981   0.0883
  -5.000   0.0858   0.08636   0.08276  -0.0778   0.8925   0.0911
  -4.750   0.1167   0.08318   0.07957  -0.0812   0.8902   0.0931
  -4.500   0.1252   0.08109   0.07750  -0.0814   0.8771   0.0957
  -4.250   0.1560   0.07737   0.07375  -0.0868   0.8733   0.0970
  -4.000   0.1793   0.07473   0.07111  -0.0887   0.8671   0.0988
  -3.750   0.2069   0.07222   0.06854  -0.0950   0.8563   0.1018
  -3.500   0.2331   0.06858   0.06490  -0.0961   0.8537   0.1029
  -3.250   0.2496   0.06641   0.06273  -0.0964   0.8423   0.1047
  -3.000   0.2906   0.06322   0.05945  -0.1041   0.8359   0.1069
  -2.750   0.3263   0.05944   0.05563  -0.1082   0.8324   0.1078
  -2.500   0.3423   0.05747   0.05364  -0.1079   0.8174   0.1091
  -2.250   0.3942   0.05412   0.05018  -0.1162   0.8120   0.1115
  -2.000   0.4293   0.05162   0.04756  -0.1211   0.7962   0.1122
  -1.750   0.4664   0.04865   0.04453  -0.1247   0.7848   0.1133
  -1.500   0.5177   0.04605   0.04176  -0.1318   0.7713   0.1158
  -1.000   0.6085   0.04147   0.03681  -0.1436   0.7364   0.1176
  -0.750   0.6493   0.03975   0.03491  -0.1479   0.7184   0.1193
  -0.250   0.7281   0.02496   0.01971  -0.1520   0.6610   0.1220
   0.000   0.7497   0.02408   0.01876  -0.1522   0.6492   0.1231
   0.250   0.7902   0.03470   0.02909  -0.1596   0.6569   0.1243
   0.500   0.8259   0.03449   0.02865  -0.1619   0.6435   0.1257
   0.750   0.8497   0.03285   0.02691  -0.1624   0.6326   0.1262
   1.000   0.8674   0.03198   0.02600  -0.1611   0.6210   0.1274
   1.250   0.9111   0.03182   0.02551  -0.1646   0.6099   0.1301
   1.500   0.9225   0.03051   0.02423  -0.1622   0.5995   0.1306
   1.750   0.9538   0.02969   0.02322  -0.1637   0.5892   0.1326
   2.000   0.9758   0.02960   0.02300  -0.1624   0.5790   0.1346
   2.250   0.9967   0.02860   0.02192  -0.1617   0.5695   0.1353
   2.500   1.0183   0.02809   0.02133  -0.1609   0.5603   0.1363
   2.750   1.0367   0.02777   0.02096  -0.1592   0.5509   0.1375
   3.000   1.0718   0.02866   0.02157  -0.1601   0.5410   0.1388
   3.250   1.0858   0.02868   0.02157  -0.1572   0.5315   0.1390
   3.500   1.1052   0.02774   0.02057  -0.1561   0.5229   0.1392
   3.750   1.1255   0.02720   0.01999  -0.1551   0.5149   0.1394
   4.000   1.1416   0.02684   0.01964  -0.1530   0.5068   0.1396
   4.250   1.1654   0.02657   0.01926  -0.1525   0.4992   0.1398
   4.500   1.1852   0.02640   0.01906  -0.1511   0.4915   0.1400
   4.750   1.2000   0.02622   0.01889  -0.1486   0.4831   0.1402
   5.000   1.2234   0.02611   0.01863  -0.1479   0.4751   0.1404
   5.250   1.2399   0.02603   0.01858  -0.1457   0.4678   0.1406
   5.500   1.2555   0.02596   0.01851  -0.1434   0.4601   0.1408
   5.750   1.2785   0.02594   0.01836  -0.1426   0.4530   0.1410
   6.000   1.2954   0.02597   0.01841  -0.1405   0.4460   0.1413
   6.250   1.3108   0.02599   0.01845  -0.1382   0.4387   0.1416
   6.500   1.3314   0.02603   0.01840  -0.1369   0.4320   0.1419
   6.750   1.3508   0.02614   0.01849  -0.1353   0.4256   0.1422
   7.000   1.3654   0.02625   0.01863  -0.1328   0.4188   0.1425
   7.250   1.3831   0.02637   0.01870  -0.1309   0.4123   0.1428
   7.500   1.4058   0.02658   0.01882  -0.1300   0.4060   0.1431
   7.750   1.4178   0.02683   0.01915  -0.1270   0.3995   0.1433
   8.000   1.4328   0.02710   0.01940  -0.1246   0.3927   0.1435
   8.250   1.4549   0.02756   0.01970  -0.1235   0.3856   0.1437
   8.750   1.4764   0.02821   0.02045  -0.1173   0.3718   0.1438
   9.000   1.4945   0.02804   0.02016  -0.1159   0.3646   0.1440
   9.250   1.5006   0.02815   0.02041  -0.1123   0.3576   0.1442
   9.500   1.5105   0.02829   0.02055  -0.1094   0.3501   0.1444
   9.750   1.5242   0.02854   0.02073  -0.1073   0.3424   0.1447
  10.000   1.5297   0.02889   0.02118  -0.1037   0.3344   0.1450
  10.250   1.5398   0.02929   0.02152  -0.1010   0.3266   0.1454
  10.500   1.5492   0.02978   0.02203  -0.0983   0.3189   0.1458
  10.750   1.5560   0.03031   0.02262  -0.0952   0.3107   0.1463
  11.000   1.5662   0.03095   0.02313  -0.0927   0.3025   0.1468
  11.250   1.5706   0.03166   0.02398  -0.0895   0.2942   0.1474
  11.500   1.5766   0.03247   0.02471  -0.0866   0.2858   0.1480
  11.750   1.5820   0.03343   0.02572  -0.0837   0.2773   0.1486
  12.000   1.5866   0.03460   0.02687  -0.0807   0.2691   0.1490
  12.250   1.5932   0.03553   0.02774  -0.0782   0.2619   0.1493
  12.500   1.5980   0.03630   0.02862  -0.0758   0.2547   0.1497
  12.750   1.6037   0.03726   0.02954  -0.0735   0.2485   0.1502
  13.000   1.6110   0.03828   0.03057  -0.0714   0.2429   0.1508
  13.250   1.6167   0.03942   0.03180  -0.0693   0.2372   0.1515
  13.500   1.6223   0.04063   0.03301  -0.0673   0.2321   0.1523
  13.750   1.6315   0.04179   0.03406  -0.0657   0.2271   0.1533
  14.000   1.6361   0.04323   0.03564  -0.0637   0.2230   0.1541
  14.250   1.6402   0.04486   0.03734  -0.0617   0.2185   0.1548
  14.500   1.6454   0.04624   0.03872  -0.0601   0.2141   0.1552
  14.750   1.6566   0.04729   0.03968  -0.0591   0.2095   0.1559
  15.000   1.6578   0.04910   0.04167  -0.0576   0.2056   0.1565
  15.250   1.6610   0.05087   0.04355  -0.0563   0.2015   0.1576
  15.500   1.6645   0.05268   0.04536  -0.0550   0.1973   0.1588
  15.750   1.6765   0.05393   0.04647  -0.0539   0.1927   0.1609
  16.000   1.6735   0.05640   0.04912  -0.0525   0.1894   0.1614
  16.250   1.6750   0.05858   0.05143  -0.0519   0.1852   0.1623
  16.500   1.6787   0.06071   0.05360  -0.0514   0.1810   0.1636
  16.750   1.6930   0.06184   0.05459  -0.0508   0.1760   0.1667
  17.000   1.6845   0.06510   0.05805  -0.0498   0.1726   0.1678
  17.250   1.6832   0.06786   0.06093  -0.0495   0.1685   0.1690
  17.500   1.6880   0.07027   0.06334  -0.0497   0.1640   0.1710
  17.750   1.6969   0.07184   0.06483  -0.0489   0.1594   0.1753
  18.000   1.6892   0.07575   0.06896  -0.0493   0.1560   0.1766
  18.250   1.6902   0.07894   0.07225  -0.0501   0.1522   0.1793
  18.500   1.6900   0.08117   0.07447  -0.0491   0.1490   0.1839
  18.750   1.7149   0.08221   0.07543  -0.0503   0.1449   0.1944
  19.000   1.7034   0.08686   0.08034  -0.0514   0.1425   0.1968
  19.250   1.6973   0.09085   0.08448  -0.0523   0.1397   0.2053
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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