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