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