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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.97 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe481-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe481-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.2348   0.16022   0.15271  -0.0224   1.0000   0.1157
 -10.750  -0.2337   0.15882   0.15135  -0.0220   1.0000   0.1163
 -10.250  -0.2336   0.15632   0.14897  -0.0212   1.0000   0.1168
 -10.000  -0.2290   0.15315   0.14585  -0.0203   1.0000   0.1174
  -9.750  -0.2265   0.15093   0.14368  -0.0195   1.0000   0.1180
  -9.500  -0.2250   0.14902   0.14183  -0.0188   1.0000   0.1186
  -9.250  -0.2241   0.14730   0.14016  -0.0180   1.0000   0.1193
  -9.000  -0.2240   0.14572   0.13865  -0.0172   1.0000   0.1199
  -8.750  -0.2248   0.14434   0.13733  -0.0163   1.0000   0.1204
  -8.500  -0.2268   0.14321   0.13628  -0.0155   1.0000   0.1208
  -7.750  -0.2349   0.13939   0.13269  -0.0123   1.0000   0.1216
  -7.500  -0.2348   0.13716   0.13054  -0.0110   1.0000   0.1221
  -7.250  -0.2371   0.13556   0.12900  -0.0096   1.0000   0.1226
  -7.000  -0.2410   0.13429   0.12782  -0.0081   1.0000   0.1232
  -6.750  -0.2462   0.13325   0.12686  -0.0066   1.0000   0.1236
  -6.500  -0.2529   0.13239   0.12609  -0.0049   1.0000   0.1241
  -6.250  -0.2613   0.13172   0.12552  -0.0032   1.0000   0.1245
  -6.000  -0.2715   0.13129   0.12518  -0.0013   1.0000   0.1248
  -5.750  -0.2833   0.13106   0.12505   0.0008   1.0000   0.1250
  -5.500  -0.2949   0.13087   0.12495   0.0025   1.0000   0.1252
  -4.750  -0.3160   0.12946   0.12376   0.0036   1.0000   0.1257
  -4.500  -0.3181   0.12685   0.12121   0.0052   1.0000   0.1260
  -4.250  -0.3204   0.12501   0.11943   0.0061   1.0000   0.1265
  -4.000  -0.2614   0.12117   0.11547  -0.0065   0.9782   0.1281
  -3.750  -0.2322   0.11874   0.11300  -0.0133   0.9628   0.1291
  -3.500  -0.2038   0.11701   0.11121  -0.0206   0.9486   0.1297
  -3.250  -0.1771   0.11432   0.10848  -0.0262   0.9359   0.1301
  -3.000  -0.1559   0.11086   0.10501  -0.0288   0.9248   0.1311
  -2.750  -0.1392   0.10858   0.10271  -0.0314   0.9122   0.1322
  -2.500  -0.1147   0.10648   0.10057  -0.0359   0.9001   0.1333
  -2.250  -0.0636   0.10497   0.09890  -0.0473   0.8890   0.1344
  -2.000  -0.0625   0.10220   0.09618  -0.0455   0.8772   0.1349
  -1.750  -0.0369   0.09939   0.09333  -0.0486   0.8669   0.1363
  -1.500  -0.0100   0.09751   0.09139  -0.0529   0.8554   0.1379
  -1.250   0.0263   0.09658   0.09033  -0.0598   0.8438   0.1390
  -1.000   0.0488   0.09323   0.08698  -0.0614   0.8344   0.1404
  -0.750   0.0691   0.09178   0.08548  -0.0637   0.8232   0.1421
  -0.500   0.1214   0.08994   0.08347  -0.0721   0.8131   0.1443
  -0.250   0.1294   0.08844   0.08199  -0.0716   0.8022   0.1455
   0.000   0.1931   0.08751   0.08081  -0.0815   0.7922   0.1491
   0.250   0.1943   0.08591   0.07926  -0.0797   0.7817   0.1500
   0.500   0.2315   0.08402   0.07729  -0.0837   0.7726   0.1535
   0.750   0.2581   0.08387   0.07702  -0.0868   0.7616   0.1555
   1.000   0.2857   0.08208   0.07520  -0.0888   0.7523   0.1587
   1.250   0.3200   0.08173   0.07472  -0.0925   0.7432   0.1622
   1.500   0.3333   0.08120   0.07418  -0.0927   0.7331   0.1648
   1.750   0.3945   0.07896   0.07177  -0.0990   0.7262   0.1715
   2.000   0.3819   0.08073   0.07357  -0.0963   0.7141   0.1730
   2.250   0.4264   0.07942   0.07213  -0.1002   0.7064   0.1792
   2.500   0.4395   0.08134   0.07394  -0.1011   0.6976   0.1843
   2.750   0.4471   0.08108   0.07373  -0.1004   0.6892   0.1876
   3.000   0.5123   0.07992   0.07232  -0.1061   0.6819   0.2029
   3.250   0.4897   0.08267   0.07514  -0.1029   0.6726   0.2031
   3.500   0.4995   0.08282   0.07532  -0.1026   0.6661   0.2089
   3.750   0.5497   0.08158   0.07394  -0.1061   0.6596   0.2278
   4.000   0.5352   0.08420   0.07661  -0.1039   0.6531   0.2308
   4.250   0.5363   0.08625   0.07864  -0.1034   0.6463   0.2394
   4.500   0.5553   0.08655   0.07892  -0.1039   0.6407   0.2562
   4.750   0.5969   0.08560   0.07789  -0.1059   0.6343   0.3016
   5.000   0.5760   0.08894   0.08131  -0.1039   0.6311   0.3027
   5.250   0.4864   0.09935   0.09202  -0.1013   0.6896   0.2549
   5.500   0.5158   0.10018   0.09282  -0.1031   0.6836   0.2861
   5.750   0.5374   0.10147   0.09413  -0.1042   0.6815   0.3293
   6.000   0.4851   0.10691   0.09969  -0.1023   0.7287   0.3004
   6.250   0.4869   0.10722   0.10007  -0.1013   0.7189   0.3235
   6.500   0.5301   0.10875   0.10155  -0.1036   0.7041   0.4018
   6.750   0.5149   0.10823   0.10110  -0.1008   0.6912   0.4074
   7.000   0.5545   0.11040   0.10322  -0.1028   0.6800   0.4585
   7.250   0.5595   0.11070   0.10352  -0.1021   0.6627   0.4767
   7.500   0.5692   0.11297   0.10575  -0.1024   0.6518   0.4940
   7.750   0.6323   0.11637   0.10900  -0.1072   0.6350   0.5296
   8.000   0.6060   0.11679   0.10950  -0.1048   0.6230   0.5271
   8.250   0.6561   0.12092   0.11348  -0.1087   0.6109   0.5464
   8.500   0.6548   0.12190   0.11446  -0.1083   0.5942   0.5503
   8.750   0.7808   0.11403   0.10613  -0.1075   0.4901   0.5808
   9.000   0.7767   0.11885   0.11099  -0.1088   0.4902   0.5820
   9.250   0.7839   0.12360   0.11577  -0.1106   0.4929   0.5839
   9.500   0.8084   0.12832   0.12048  -0.1131   0.4955   0.5868
  10.000   0.7742   0.14239   0.13473  -0.1183   0.5417   0.5852
  10.250   0.7455   0.14232   0.13471  -0.1170   0.5325   0.5835
  10.500   0.7699   0.14552   0.13789  -0.1185   0.5239   0.5862
  10.750   0.8186   0.15223   0.14456  -0.1217   0.5189   0.5899
  11.000   0.7837   0.15094   0.14330  -0.1202   0.5088   0.5879
  11.250   0.8070   0.15419   0.14658  -0.1216   0.5010   0.5899
  11.500   0.8539   0.16104   0.15347  -0.1243   0.4966   0.5932
  11.750   0.8212   0.15985   0.15229  -0.1235   0.4888   0.5915
  12.000   0.8400   0.16261   0.15509  -0.1244   0.4789   0.5928
  12.250   0.8916   0.17050   0.16304  -0.1267   0.4737   0.5971
  12.500   0.8550   0.16807   0.16062  -0.1262   0.4648   0.5945
  12.750   0.8809   0.17154   0.16414  -0.1270   0.4546   0.5985
  13.000   0.9016   0.17663   0.16930  -0.1282   0.4498   0.6024
  13.250   0.8905   0.17611   0.16882  -0.1285   0.4372   0.6019
  13.500   0.9348   0.18290   0.17570  -0.1294   0.4298   0.6083
  13.750   0.9105   0.18201   0.17482  -0.1303   0.4220   0.6066
  14.000   0.9291   0.18500   0.17788  -0.1308   0.4116   0.6097
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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