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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481A AIRFOIL (goe481a-il)