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

GOE 482 AIRFOIL (goe482-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.95 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe482-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe482-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 482 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.2198   0.18619   0.18014  -0.0319   1.0000   0.1134
 -13.750  -0.2345   0.18839   0.18243  -0.0312   1.0000   0.1143
 -13.500  -0.2544   0.19190   0.18604  -0.0307   1.0000   0.1148
 -13.250  -0.2363   0.18307   0.17725  -0.0284   1.0000   0.1168
 -13.000  -0.2356   0.18088   0.17513  -0.0267   1.0000   0.1191
 -12.750  -0.2388   0.17974   0.17405  -0.0253   1.0000   0.1217
 -12.500  -0.2440   0.17904   0.17341  -0.0242   1.0000   0.1242
 -12.250  -0.2521   0.17893   0.17337  -0.0234   1.0000   0.1269
 -12.000  -0.2663   0.18042   0.17495  -0.0231   1.0000   0.1286
 -11.750  -0.2774   0.18353   0.17811  -0.0272   0.9959   0.1296
 -11.500  -0.2247   0.17093   0.16543  -0.0310   0.9888   0.1339
 -11.250  -0.2004   0.16717   0.16163  -0.0361   0.9819   0.1397
 -11.000  -0.1958   0.16673   0.16119  -0.0407   0.9738   0.1445
 -10.750  -0.2084   0.17068   0.16517  -0.0466   0.9671   0.1458
 -10.500  -0.1573   0.15816   0.15260  -0.0480   0.9586   0.1503
 -10.250  -0.1317   0.15448   0.14886  -0.0530   0.9524   0.1573
 -10.000  -0.1387   0.15503   0.14944  -0.0546   0.9424   0.1616
  -9.750  -0.1576   0.15918   0.15364  -0.0591   0.9353   0.1632
  -9.500  -0.1074   0.14752   0.14192  -0.0593   0.9267   0.1682
  -9.250  -0.0847   0.14429   0.13864  -0.0636   0.9205   0.1757
  -9.000  -0.1002   0.14551   0.13992  -0.0629   0.9102   0.1795
  -8.750  -0.1249   0.14972   0.14419  -0.0661   0.9034   0.1812
  -8.500  -0.0769   0.13932   0.13372  -0.0652   0.8948   0.1870
  -8.250  -0.0627   0.13698   0.13136  -0.0675   0.8881   0.1938
  -8.000  -0.0814   0.13832   0.13276  -0.0659   0.8793   0.1977
  -7.750  -0.1118   0.14161   0.13613  -0.0651   0.8720   0.1994
  -7.500  -0.0565   0.13260   0.12702  -0.0679   0.8660   0.2070
  -7.250  -0.0701   0.13276   0.12724  -0.0646   0.8577   0.2109
  -7.000  -0.0856   0.13404   0.12856  -0.0651   0.8522   0.2169
  -6.750  -0.1208   0.13651   0.13113  -0.0604   0.8458   0.2176
  -6.500  -0.1592   0.13907   0.13382  -0.0557   0.8411   0.2181
  -6.250  -0.0803   0.12892   0.12349  -0.0616   0.8340   0.2291
  -6.000  -0.1055   0.13000   0.12465  -0.0572   0.8288   0.2321
  -5.750  -0.3611   0.14916   0.14471  -0.0169   0.9673   0.2014
  -5.500  -0.3415   0.14516   0.14070  -0.0156   0.9649   0.2069
  -5.250  -0.3479   0.14407   0.13963  -0.0148   0.9594   0.2126
  -5.000  -0.3739   0.14549   0.14110  -0.0165   0.9543   0.2173
  -4.750  -0.3703   0.14240   0.13803  -0.0161   0.9503   0.2205
  -4.500  -0.3510   0.13930   0.13491  -0.0154   0.9403   0.2272
  -4.250  -0.3594   0.13952   0.13512  -0.0197   0.9351   0.2356
  -4.000  -0.3588   0.13649   0.13212  -0.0202   0.9254   0.2388
  -3.750  -0.3353   0.13445   0.13003  -0.0199   0.9194   0.2471
  -3.500  -0.3455   0.13330   0.12890  -0.0263   0.9091   0.2561
  -3.250  -0.3213   0.13074   0.12630  -0.0230   0.9026   0.2635
  -3.000  -0.3252   0.12926   0.12482  -0.0294   0.8922   0.2745
  -2.750  -0.3066   0.12685   0.12240  -0.0260   0.8860   0.2806
  -2.500  -0.3036   0.12532   0.12084  -0.0321   0.8762   0.2930
  -2.250  -0.2706   0.12463   0.12006  -0.0395   0.8686   0.3105
  -2.000  -0.2824   0.12137   0.11686  -0.0327   0.8602   0.3125
  -1.750  -0.2565   0.12013   0.11556  -0.0372   0.8522   0.3302
  -1.500  -0.2437   0.11947   0.11485  -0.0409   0.8450   0.3473
  -1.250  -0.2425   0.11646   0.11190  -0.0349   0.8367   0.3518
  -1.000  -0.2179   0.11570   0.11108  -0.0385   0.8316   0.3695
  -0.750  -0.2093   0.11394   0.10931  -0.0401   0.8208   0.3855
  -0.500  -0.1838   0.11302   0.10835  -0.0418   0.8153   0.4048
  -0.250  -0.1814   0.11169   0.10702  -0.0417   0.8083   0.4213
   0.000  -0.1681   0.11025   0.10558  -0.0405   0.8003   0.4418
   0.750   0.1757   0.10173   0.09498  -0.1310   0.7785   0.2328
   1.000   0.0765   0.10462   0.09887  -0.1024   0.7695   0.3193
   1.250   0.0764   0.10628   0.10071  -0.0956   0.7631   0.3864
   1.500   0.0787   0.10758   0.10213  -0.0894   0.7597   0.4410
   1.750   0.2980   0.10123   0.09299  -0.1480   0.7485   0.2139
   2.000   0.3434   0.10327   0.09451  -0.1525   0.7438   0.2171
   2.250   0.3505   0.10394   0.09499  -0.1523   0.7374   0.2185
   2.500   0.3757   0.10511   0.09608  -0.1536   0.7291   0.2221
   2.750   0.4196   0.10831   0.09905  -0.1570   0.7251   0.2318
   3.000   0.4128   0.10830   0.09894  -0.1552   0.7165   0.2352
   3.250   0.4415   0.11037   0.10098  -0.1567   0.7105   0.2475
   3.500   0.4825   0.11407   0.10451  -0.1594   0.7074   0.2670
   3.750   0.4720   0.11369   0.10406  -0.1570   0.6975   0.2737
   4.000   0.5039   0.11633   0.10683  -0.1585   0.6920   0.3122
   4.250   0.5160   0.11830   0.10897  -0.1584   0.6874   0.3671
   4.500   0.5293   0.11898   0.11047  -0.1578   0.6794   0.5375
   4.750   0.5457   0.11940   0.11174  -0.1555   0.6749   1.0000
   5.000   0.5582   0.12193   0.11391  -0.1562   0.6703   1.0000
   5.250   0.5711   0.12359   0.11531  -0.1563   0.6610   1.0000
   5.500   0.6050   0.12755   0.11892  -0.1583   0.6567   1.0000
   5.750   0.5990   0.12836   0.11967  -0.1570   0.6492   1.0000
   6.000   0.6195   0.13090   0.12201  -0.1577   0.6427   1.0000
   6.250   0.6522   0.13519   0.12606  -0.1594   0.6393   1.0000
   6.500   0.6422   0.13542   0.12628  -0.1579   0.6308   1.0000
   6.750   0.6661   0.13831   0.12900  -0.1587   0.6246   1.0000
   7.000   0.6992   0.14321   0.13371  -0.1604   0.6216   1.0000
   7.250   0.6846   0.14252   0.13305  -0.1588   0.6123   1.0000
   7.500   0.7090   0.14569   0.13610  -0.1597   0.6070   1.0000
   7.750   0.7263   0.14916   0.13947  -0.1604   0.6035   1.0000
   8.000   0.7263   0.14968   0.13998  -0.1598   0.5937   1.0000
   8.250   0.7535   0.15342   0.14361  -0.1608   0.5891   1.0000
   8.500   0.7548   0.15514   0.14532  -0.1607   0.5840   1.0000
   8.750   0.7666   0.15695   0.14709  -0.1609   0.5756   1.0000
   9.000   0.7966   0.16135   0.15141  -0.1620   0.5713   1.0000
   9.250   0.7895   0.16181   0.15187  -0.1617   0.5641   1.0000
   9.500   0.8072   0.16438   0.15441  -0.1622   0.5571   1.0000
   9.750   0.8398   0.16976   0.15973  -0.1634   0.5534   1.0000
  10.000   0.8263   0.16887   0.15887  -0.1630   0.5445   1.0000
  10.250   0.8481   0.17210   0.16207  -0.1636   0.5385   1.0000
  10.500   0.8696   0.17670   0.16665  -0.1646   0.5351   1.0000
  10.750   0.8634   0.17617   0.16615  -0.1645   0.5252   1.0000
  11.000   0.8892   0.18028   0.17024  -0.1653   0.5200   1.0000
  11.250   0.8896   0.18195   0.17193  -0.1658   0.5151   1.0000
  11.500   0.8992   0.18365   0.17364  -0.1663   0.5066   1.0000
  11.750   0.9272   0.18856   0.17855  -0.1671   0.5020   1.0000
<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)