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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 63.44 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe481-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-goe481-il-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500   0.0190   0.10110   0.09850  -0.0878   0.9468   0.0525
  -8.250   0.0374   0.09877   0.09618  -0.0892   0.9446   0.0528
  -8.000   0.0583   0.09657   0.09398  -0.0913   0.9429   0.0533
  -7.750   0.0793   0.09408   0.09149  -0.0942   0.9414   0.0540
  -7.500   0.0998   0.09141   0.08881  -0.0974   0.9402   0.0550
  -7.250   0.0793   0.08836   0.08578  -0.0979   0.9301   0.0574
  -7.000   0.0949   0.08521   0.08263  -0.1000   0.9276   0.0576
  -6.750   0.1208   0.08312   0.08054  -0.1016   0.9264   0.0580
  -6.500   0.1452   0.08100   0.07842  -0.1041   0.9250   0.0586
  -6.250   0.1685   0.07869   0.07612  -0.1071   0.9238   0.0599
  -6.000   0.1601   0.07748   0.07493  -0.1035   0.9128   0.0613
  -5.750   0.1704   0.06858   0.06596  -0.1139   0.9089   0.0572
  -5.500   0.1983   0.06552   0.06288  -0.1182   0.9076   0.0580
  -5.250   0.2088   0.06769   0.06511  -0.1125   0.8988   0.0637
  -5.000   0.2336   0.06561   0.06303  -0.1148   0.8948   0.0646
  -4.750   0.2602   0.05253   0.04975  -0.1337   0.8903   0.0626
  -4.500   0.2702   0.05213   0.04936  -0.1311   0.8794   0.0632
  -4.250   0.3034   0.05182   0.04905  -0.1324   0.8741   0.0640
  -4.000   0.3336   0.04691   0.04404  -0.1399   0.8652   0.0687
  -3.750   0.3608   0.04705   0.04418  -0.1395   0.8552   0.0694
  -3.500   0.3931   0.04196   0.03895  -0.1473   0.8423   0.0741
  -3.250   0.4329   0.04228   0.03924  -0.1492   0.8303   0.0749
  -3.000   0.4707   0.03806   0.03482  -0.1565   0.8114   0.0797
  -2.750   0.4984   0.03839   0.03506  -0.1562   0.7855   0.0803
  -2.500   0.5234   0.03866   0.03517  -0.1555   0.7509   0.0816
  -2.250   0.5528   0.03492   0.03112  -0.1604   0.7200   0.0855
  -2.000   0.5659   0.03529   0.03135  -0.1574   0.6908   0.0860
  -1.750   0.5794   0.03550   0.03144  -0.1547   0.6675   0.0870
  -1.500   0.5979   0.03466   0.03048  -0.1540   0.6490   0.0885
  -1.250   0.6240   0.03225   0.02785  -0.1563   0.6334   0.0912
  -1.000   0.6406   0.03227   0.02783  -0.1542   0.6191   0.0919
  -0.750   0.6594   0.03197   0.02745  -0.1530   0.6068   0.0931
  -0.500   0.6874   0.02998   0.02529  -0.1548   0.5952   0.0961
  -0.250   0.7067   0.02979   0.02505  -0.1535   0.5846   0.0970
   0.000   0.7258   0.02965   0.02487  -0.1520   0.5735   0.0981
   0.250   0.7478   0.02900   0.02412  -0.1515   0.5631   0.0998
   0.500   0.7730   0.02803   0.02306  -0.1518   0.5538   0.1024
   0.750   0.7921   0.02793   0.02289  -0.1503   0.5440   0.1037
   1.000   0.8166   0.02741   0.02233  -0.1501   0.5359   0.1076
   1.250   0.8364   0.02730   0.02219  -0.1488   0.5278   0.1095
   1.500   0.8594   0.02687   0.02166  -0.1482   0.5197   0.1131
   1.750   0.8883   0.02614   0.02084  -0.1487   0.5129   0.1171
   2.000   0.9069   0.02559   0.02026  -0.1473   0.5049   0.1180
   2.500   0.9529   0.02442   0.01891  -0.1460   0.4890   0.1224
   2.750   0.9739   0.02406   0.01849  -0.1449   0.4812   0.1235
   3.750   1.0713   0.02510   0.01908  -0.1412   0.4504   0.1256
   4.000   1.0909   0.02420   0.01821  -0.1402   0.4431   0.1257
   4.250   1.1088   0.02363   0.01759  -0.1387   0.4348   0.1257
   4.500   1.1266   0.02321   0.01713  -0.1372   0.4269   0.1258
   4.750   1.1461   0.02277   0.01669  -0.1359   0.4192   0.1259
   5.000   1.1644   0.02254   0.01640  -0.1343   0.4117   0.1260
   5.250   1.1836   0.02236   0.01618  -0.1328   0.4047   0.1261
   5.500   1.2038   0.02218   0.01598  -0.1315   0.3975   0.1262
   5.750   1.2224   0.02210   0.01584  -0.1299   0.3905   0.1262
   6.000   1.2412   0.02204   0.01574  -0.1283   0.3839   0.1263
   6.250   1.2609   0.02194   0.01563  -0.1268   0.3773   0.1264
   6.500   1.2782   0.02195   0.01558  -0.1250   0.3700   0.1265
   6.750   1.2956   0.02198   0.01557  -0.1232   0.3632   0.1266
   7.000   1.3151   0.02193   0.01552  -0.1217   0.3568   0.1266
   7.250   1.3324   0.02199   0.01553  -0.1199   0.3498   0.1268
   7.500   1.3485   0.02213   0.01562  -0.1179   0.3436   0.1268
   7.750   1.3679   0.02211   0.01562  -0.1164   0.3386   0.1270
   8.000   1.3853   0.02220   0.01569  -0.1147   0.3326   0.1271
   8.250   1.4006   0.02239   0.01583  -0.1126   0.3262   0.1272
   8.500   1.4179   0.02251   0.01594  -0.1108   0.3201   0.1274
   8.750   1.4350   0.02263   0.01607  -0.1090   0.3137   0.1276
   9.000   1.4487   0.02291   0.01630  -0.1067   0.3067   0.1278
   9.250   1.4642   0.02314   0.01652  -0.1047   0.3001   0.1280
   9.500   1.4806   0.02334   0.01672  -0.1029   0.2930   0.1282
   9.750   1.4922   0.02376   0.01708  -0.1004   0.2850   0.1284
  10.000   1.5077   0.02404   0.01738  -0.0984   0.2777   0.1288
  10.250   1.5204   0.02447   0.01777  -0.0962   0.2687   0.1290
  10.500   1.5330   0.02498   0.01826  -0.0939   0.2601   0.1293
  10.750   1.5447   0.02571   0.01894  -0.0914   0.2498   0.1296
  11.000   1.5555   0.02644   0.01963  -0.0890   0.2391   0.1297
  11.250   1.5630   0.02742   0.02052  -0.0862   0.2283   0.1298
  11.500   1.5731   0.02824   0.02131  -0.0838   0.2185   0.1299
  12.000   1.5882   0.03007   0.02307  -0.0787   0.2034   0.1299
  12.250   1.5943   0.03066   0.02365  -0.0762   0.1978   0.1300
  12.500   1.5981   0.03158   0.02456  -0.0736   0.1924   0.1301
  12.750   1.6079   0.03226   0.02529  -0.0716   0.1890   0.1302
  13.000   1.6146   0.03321   0.02626  -0.0695   0.1851   0.1303
  13.250   1.6202   0.03433   0.02738  -0.0673   0.1818   0.1305
  13.500   1.6233   0.03569   0.02875  -0.0650   0.1782   0.1306
  13.750   1.6296   0.03690   0.03000  -0.0631   0.1754   0.1308
  14.000   1.6386   0.03797   0.03113  -0.0615   0.1734   0.1310
  14.250   1.6459   0.03920   0.03242  -0.0599   0.1709   0.1313
  14.500   1.6509   0.04068   0.03394  -0.0582   0.1682   0.1316
  14.750   1.6545   0.04234   0.03562  -0.0566   0.1657   0.1319
  15.000   1.6554   0.04429   0.03759  -0.0550   0.1627   0.1322
  15.250   1.6580   0.04617   0.03951  -0.0535   0.1602   0.1326
  15.500   1.6666   0.04758   0.04101  -0.0525   0.1581   0.1331
  15.750   1.6726   0.04931   0.04281  -0.0514   0.1558   0.1337
  16.000   1.6761   0.05132   0.04486  -0.0503   0.1530   0.1340
  16.250   1.6762   0.05376   0.04732  -0.0492   0.1500   0.1342
  16.500   1.6733   0.05650   0.05006  -0.0482   0.1469   0.1342
  17.000   1.6821   0.06060   0.05434  -0.0469   0.1416   0.1343
  17.250   1.6857   0.06275   0.05656  -0.0467   0.1383   0.1346
  17.500   1.6833   0.06568   0.05952  -0.0465   0.1347   0.1347
  17.750   1.6785   0.06896   0.06284  -0.0463   0.1310   0.1348
  18.000   1.6838   0.07116   0.06515  -0.0463   0.1278   0.1352
  18.250   1.6824   0.07420   0.06825  -0.0463   0.1239   0.1355
  18.500   1.6753   0.07796   0.07203  -0.0466   0.1201   0.1356
  18.750   1.6745   0.08098   0.07511  -0.0468   0.1168   0.1363
  19.000   1.6727   0.08419   0.07840  -0.0471   0.1131   0.1366
  19.250   1.6680   0.08780   0.08203  -0.0476   0.1098   0.1371
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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