GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 48.86 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.0336 0.10802 0.10391 -0.0734 0.9444 0.0452
-8.500 -0.0228 0.10521 0.10110 -0.0752 0.9407 0.0454
-8.250 -0.0086 0.10232 0.09821 -0.0777 0.9380 0.0463
-8.000 0.0058 0.09884 0.09472 -0.0812 0.9359 0.0472
-7.750 0.0003 0.09702 0.09293 -0.0790 0.9270 0.0474
-7.500 0.0088 0.09375 0.08967 -0.0812 0.9229 0.0476
-7.250 0.0198 0.09016 0.08606 -0.0844 0.9199 0.0480
-7.000 0.0176 0.08897 0.08491 -0.0820 0.9109 0.0482
-6.750 0.0296 0.08700 0.08295 -0.0829 0.9057 0.0487
-6.500 0.0459 0.08459 0.08054 -0.0851 0.9023 0.0493
-6.250 0.0459 0.08298 0.07896 -0.0835 0.8925 0.0501
-6.000 0.0569 0.07979 0.07577 -0.0858 0.8861 0.0515
-5.750 0.0743 0.07548 0.07143 -0.0904 0.8821 0.0529
-5.500 0.0768 0.07425 0.07022 -0.0885 0.8704 0.0533
-5.250 0.0954 0.07175 0.06772 -0.0906 0.8643 0.0542
-4.750 0.1209 0.06548 0.06140 -0.0951 0.8453 0.0577
-4.250 0.1602 0.05944 0.05528 -0.1012 0.8259 0.0620
-4.000 0.1913 0.05793 0.05373 -0.1035 0.8189 0.0630
-3.750 0.2137 0.05420 0.04991 -0.1079 0.8053 0.0666
-3.500 0.2507 0.05293 0.04860 -0.1108 0.7963 0.0679
-3.250 0.2851 0.04921 0.04475 -0.1169 0.7811 0.0718
-3.000 0.3278 0.04804 0.04349 -0.1207 0.7653 0.0733
-2.750 0.3788 0.04471 0.03994 -0.1290 0.7472 0.0771
-2.500 0.4236 0.04351 0.03857 -0.1336 0.7253 0.0791
-2.250 0.4658 0.04109 0.03591 -0.1394 0.7036 0.0821
-1.750 0.5273 0.03856 0.03301 -0.1440 0.6631 0.0865
-1.500 0.5514 0.03799 0.03233 -0.1441 0.6470 0.0875
-1.250 0.5771 0.03717 0.03136 -0.1448 0.6328 0.0891
-1.000 0.6021 0.03606 0.03013 -0.1456 0.6194 0.0915
-0.750 0.6251 0.03555 0.02951 -0.1454 0.6070 0.0928
-0.500 0.6497 0.03451 0.02836 -0.1460 0.5953 0.0948
-0.250 0.6734 0.03395 0.02767 -0.1459 0.5844 0.0965
0.000 0.6971 0.03321 0.02687 -0.1459 0.5749 0.0989
0.250 0.7208 0.03261 0.02618 -0.1458 0.5655 0.1006
0.500 0.7471 0.03180 0.02524 -0.1463 0.5574 0.1034
0.750 0.7690 0.03141 0.02483 -0.1456 0.5488 0.1053
1.000 0.7927 0.03095 0.02426 -0.1452 0.5402 0.1082
1.250 0.8163 0.03048 0.02371 -0.1449 0.5318 0.1112
1.500 0.8379 0.03010 0.02327 -0.1440 0.5220 0.1145
2.000 0.8818 0.02961 0.02263 -0.1423 0.5052 0.1236
2.250 0.9052 0.02912 0.02205 -0.1417 0.4966 0.1263
2.500 0.9264 0.02873 0.02154 -0.1408 0.4888 0.1284
2.750 0.9494 0.02834 0.02108 -0.1401 0.4810 0.1294
3.000 0.9693 0.02787 0.02058 -0.1389 0.4730 0.1303
3.250 0.9903 0.02771 0.02029 -0.1378 0.4651 0.1315
3.750 1.0334 0.02738 0.01984 -0.1356 0.4492 0.1324
4.000 1.0519 0.02707 0.01946 -0.1342 0.4419 0.1328
4.250 1.0723 0.02684 0.01922 -0.1329 0.4347 0.1331
4.500 1.0917 0.02671 0.01904 -0.1315 0.4266 0.1333
4.750 1.1101 0.02665 0.01890 -0.1299 0.4190 0.1335
5.000 1.1299 0.02655 0.01877 -0.1285 0.4111 0.1336
5.250 1.1489 0.02650 0.01869 -0.1270 0.4034 0.1338
5.500 1.1666 0.02652 0.01862 -0.1252 0.3963 0.1340
5.750 1.1861 0.02648 0.01858 -0.1238 0.3896 0.1341
6.000 1.2045 0.02649 0.01856 -0.1221 0.3824 0.1342
6.250 1.2218 0.02656 0.01857 -0.1203 0.3759 0.1343
6.500 1.2403 0.02661 0.01860 -0.1187 0.3703 0.1344
6.750 1.2591 0.02665 0.01864 -0.1172 0.3640 0.1345
7.000 1.2764 0.02676 0.01872 -0.1154 0.3578 0.1346
7.250 1.2922 0.02695 0.01885 -0.1134 0.3519 0.1347
7.500 1.3101 0.02707 0.01898 -0.1117 0.3462 0.1348
7.750 1.3269 0.02724 0.01915 -0.1099 0.3395 0.1349
8.000 1.3411 0.02751 0.01937 -0.1076 0.3323 0.1350
8.250 1.3560 0.02778 0.01963 -0.1055 0.3257 0.1351
8.500 1.3711 0.02806 0.01991 -0.1035 0.3181 0.1352
8.750 1.3838 0.02848 0.02028 -0.1011 0.3106 0.1352
9.000 1.3977 0.02889 0.02068 -0.0990 0.3040 0.1353
9.250 1.4121 0.02929 0.02110 -0.0969 0.2969 0.1354
9.500 1.4238 0.02979 0.02157 -0.0945 0.2897 0.1354
10.000 1.4478 0.03044 0.02226 -0.0901 0.2755 0.1355
10.250 1.4562 0.03100 0.02279 -0.0875 0.2676 0.1356
10.500 1.4672 0.03148 0.02330 -0.0854 0.2600 0.1358
10.750 1.4761 0.03212 0.02395 -0.0830 0.2515 0.1359
11.000 1.4836 0.03288 0.02469 -0.0805 0.2446 0.1361
11.250 1.4932 0.03359 0.02544 -0.0783 0.2366 0.1362
11.500 1.4987 0.03456 0.02639 -0.0758 0.2289 0.1364
11.750 1.5059 0.03550 0.02734 -0.0736 0.2216 0.1367
12.000 1.5111 0.03662 0.02847 -0.0713 0.2140 0.1368
12.250 1.5141 0.03793 0.02976 -0.0689 0.2076 0.1371
12.500 1.5206 0.03910 0.03096 -0.0669 0.2014 0.1374
12.750 1.5234 0.04057 0.03243 -0.0648 0.1958 0.1376
13.000 1.5256 0.04217 0.03403 -0.0627 0.1916 0.1378
13.250 1.5321 0.04353 0.03544 -0.0611 0.1880 0.1382
13.500 1.5373 0.04506 0.03702 -0.0595 0.1844 0.1384
13.750 1.5413 0.04676 0.03876 -0.0579 0.1809 0.1386
14.000 1.5434 0.04868 0.04070 -0.0564 0.1777 0.1387
14.250 1.5446 0.05075 0.04277 -0.0550 0.1748 0.1388
14.500 1.5501 0.05236 0.04445 -0.0539 0.1722 0.1390
14.750 1.5559 0.05402 0.04622 -0.0531 0.1695 0.1394
15.000 1.5605 0.05590 0.04818 -0.0522 0.1667 0.1398
15.250 1.5632 0.05805 0.05038 -0.0514 0.1638 0.1402
15.500 1.5650 0.06034 0.05271 -0.0507 0.1609 0.1406
15.750 1.5649 0.06288 0.05525 -0.0501 0.1579 0.1410
16.000 1.5684 0.06511 0.05755 -0.0496 0.1554 0.1415
16.250 1.5723 0.06738 0.05996 -0.0492 0.1527 0.1420
16.500 1.5745 0.06987 0.06254 -0.0489 0.1497 0.1422
16.750 1.5754 0.07253 0.06526 -0.0486 0.1468 0.1424
17.000 1.5750 0.07535 0.06812 -0.0484 0.1440 0.1425
17.250 1.5757 0.07812 0.07091 -0.0485 0.1413 0.1427
17.500 1.5788 0.08085 0.07375 -0.0490 0.1387 0.1430
17.750 1.5811 0.08376 0.07682 -0.0495 0.1356 0.1434
18.000 1.5812 0.08685 0.08001 -0.0500 0.1324 0.1439
18.250 1.5805 0.09011 0.08334 -0.0507 0.1294 0.1444
18.500 1.5788 0.09350 0.08674 -0.0514 0.1266 0.1451
18.750 1.5783 0.09680 0.09015 -0.0522 0.1236 0.1457
19.000 1.5771 0.10014 0.09361 -0.0529 0.1204 0.1462
19.250 1.5740 0.10367 0.09721 -0.0536 0.1174 0.1465
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)