Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 481A AIRFOIL (goe481a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 481A AIRFOIL (goe481a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.5 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe481a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe481a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 481A 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2814   0.14388   0.13651  -0.0225   1.0000   0.1866
  -9.250  -0.3007   0.14446   0.13719  -0.0225   1.0000   0.1895
  -9.000  -0.3359   0.14688   0.13974  -0.0225   1.0000   0.1905
  -8.750  -0.2907   0.13786   0.13071  -0.0203   1.0000   0.1938
  -8.500  -0.2837   0.13519   0.12809  -0.0189   1.0000   0.1978
  -8.250  -0.2864   0.13352   0.12649  -0.0178   1.0000   0.2022
  -8.000  -0.3043   0.13340   0.12647  -0.0170   1.0000   0.2064
  -7.750  -0.3417   0.13530   0.12852  -0.0163   1.0000   0.2080
  -7.500  -0.3197   0.12952   0.12277  -0.0148   1.0000   0.2104
  -7.250  -0.3067   0.12623   0.11953  -0.0130   1.0000   0.2139
  -7.000  -0.3079   0.12440   0.11778  -0.0113   1.0000   0.2180
  -6.750  -0.3202   0.12344   0.11691  -0.0098   1.0000   0.2227
  -6.500  -0.3550   0.12433   0.11795  -0.0081   1.0000   0.2260
  -6.250  -0.4039   0.12601   0.11980  -0.0054   1.0000   0.2270
  -6.000  -0.3618   0.11947   0.11328  -0.0045   1.0000   0.2308
  -5.750  -0.3566   0.11739   0.11127  -0.0024   1.0000   0.2356
  -5.500  -0.3709   0.11650   0.11047  -0.0001   1.0000   0.2402
  -5.250  -0.4054   0.11670   0.11080   0.0027   1.0000   0.2441
  -5.000  -0.4591   0.11801   0.11219   0.0020   1.0000   0.2468
  -4.750  -0.4426   0.11371   0.10799   0.0058   1.0000   0.2498
  -4.500  -0.4344   0.11152   0.10586   0.0086   1.0000   0.2548
  -4.250  -0.4469   0.11025   0.10466   0.0100   1.0000   0.2615
  -4.000  -0.4823   0.10963   0.10405   0.0062   1.0000   0.2681
  -3.750  -0.4111   0.10531   0.09967  -0.0010   0.9764   0.2851
  -3.250  -0.3762   0.09947   0.09378  -0.0092   0.9488   0.3110
  -3.000  -0.3634   0.09784   0.09209  -0.0128   0.9356   0.3304
  -2.750  -0.3358   0.09425   0.08861  -0.0097   0.9241   0.3401
  -2.500  -0.3210   0.09198   0.08635  -0.0102   0.9126   0.3617
  -2.250  -0.3089   0.09018   0.08451  -0.0124   0.9017   0.3960
  -2.000  -0.3045   0.08819   0.08258  -0.0094   0.8899   0.4183
  -1.750  -0.2910   0.08596   0.08043  -0.0060   0.8791   0.4443
  -1.500   0.2807   0.06959   0.06371  -0.0621   0.8799   1.0000
  -1.250   0.3088   0.06733   0.06142  -0.0666   0.8696   1.0000
  -1.000   0.0015   0.07672   0.07122  -0.0100   0.8503   0.8114
  -0.750   0.1316   0.07201   0.06639  -0.0283   0.8388   0.9060
  -0.500   0.0556   0.07272   0.06723  -0.0150   0.8270   0.8572
  -0.250  -0.0607   0.07354   0.06820   0.0033   0.8182   0.8041
   0.000  -0.1055   0.06833   0.06138  -0.0400   0.8049   0.3560
   0.250  -0.0286   0.06366   0.05516  -0.0522   0.7965   0.2443
   0.500  -0.0190   0.06285   0.05421  -0.0505   0.7855   0.2415
   0.750   0.0143   0.06146   0.05245  -0.0517   0.7769   0.2361
   1.000   0.0279   0.06102   0.05174  -0.0503   0.7665   0.2351
   1.250   0.0593   0.06038   0.05082  -0.0510   0.7581   0.2389
   1.500   0.0704   0.06045   0.05068  -0.0493   0.7478   0.2417
   1.750   0.1063   0.05998   0.04976  -0.0502   0.7394   0.2464
   2.000   0.1116   0.06033   0.05011  -0.0482   0.7298   0.2506
   2.500   0.1521   0.06098   0.05044  -0.0474   0.7123   0.2684
   2.750   0.1987   0.06052   0.04983  -0.0496   0.7042   0.2883
   3.000   0.2017   0.06196   0.05131  -0.0485   0.6958   0.2967
   3.250   0.2426   0.06248   0.05175  -0.0516   0.6871   0.3209
   3.500   0.2727   0.06348   0.05275  -0.0535   0.6789   0.3444
   3.750   0.2871   0.06495   0.05429  -0.0538   0.6709   0.3621
   4.000   0.3605   0.06459   0.05413  -0.0597   0.6632   0.4133
   4.250   0.3380   0.06766   0.05724  -0.0566   0.6579   0.4166
   4.500   0.3530   0.06922   0.05910  -0.0572   0.6507   0.4496
   4.750   0.4466   0.06968   0.06072  -0.0692   0.6399   1.0000
   5.000   0.4378   0.07270   0.06364  -0.0674   0.6362   1.0000
   5.250   0.4417   0.07514   0.06591  -0.0664   0.6316   1.0000
   5.500   0.4923   0.07575   0.06615  -0.0679   0.6220   1.0000
   5.750   0.4770   0.07919   0.06958  -0.0661   0.6199   1.0000
   6.000   0.4699   0.08220   0.07257  -0.0648   0.6176   1.0000
   6.250   0.4678   0.08492   0.07524  -0.0637   0.6142   1.0000
   6.500   0.4446   0.09061   0.08103  -0.0642   0.6460   1.0000
   6.750   0.4608   0.09356   0.08390  -0.0647   0.6443   1.0000
   7.000   0.5232   0.08960   0.07960  -0.0620   0.5762   1.0000
   7.250   0.5634   0.08999   0.07985  -0.0619   0.5596   1.0000
   7.500   0.5455   0.09354   0.08344  -0.0604   0.5540   1.0000
   7.750   0.5099   0.10067   0.09073  -0.0615   0.5866   1.0000
   8.000   0.5286   0.10390   0.09392  -0.0623   0.5837   1.0000
   8.250   0.6034   0.09868   0.08842  -0.0589   0.5186   1.0000
   8.500   0.5866   0.10298   0.09276  -0.0584   0.5158   1.0000
   8.750   0.5797   0.10697   0.09679  -0.0583   0.5149   1.0000
   9.000   0.5828   0.11115   0.10099  -0.0590   0.5178   1.0000
   9.250   0.6086   0.11230   0.10208  -0.0582   0.4986   1.0000
   9.500   0.5373   0.12233   0.11235  -0.0614   0.5660   1.0000
   9.750   0.5620   0.12657   0.11655  -0.0625   0.5606   1.0000
  10.000   0.5499   0.12736   0.11734  -0.0609   0.5483   1.0000
  10.500   0.5658   0.13277   0.12272  -0.0609   0.5340   1.0000
  10.750   0.5808   0.13542   0.12536  -0.0611   0.5257   1.0000
  11.000   0.6199   0.14107   0.13098  -0.0628   0.5208   1.0000
  11.250   0.5913   0.14039   0.13032  -0.0609   0.5108   1.0000
  11.500   0.6163   0.14382   0.13374  -0.0615   0.5033   1.0000
  11.750   0.6338   0.14818   0.13809  -0.0623   0.4999   1.0000
  12.000   0.6181   0.14813   0.13805  -0.0613   0.4894   1.0000
  12.250   0.6479   0.15233   0.14226  -0.0621   0.4823   1.0000
<< Back to GOE 481A AIRFOIL (goe481a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 481A AIRFOIL (goe481a-il)