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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.34 at α=1.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe482-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe482-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750   0.0595   0.13429   0.12747  -0.0960   0.9112   0.1148
 -11.500   0.0659   0.13317   0.12632  -0.1010   0.9063   0.1191
 -11.250   0.0585   0.13355   0.12672  -0.1032   0.8964   0.1199
 -11.000   0.0981   0.12514   0.11824  -0.1045   0.8925   0.1233
 -10.750   0.1162   0.12190   0.11496  -0.1065   0.8866   0.1289
 -10.500   0.1185   0.12088   0.11393  -0.1086   0.8781   0.1338
 -10.250   0.1146   0.12105   0.11408  -0.1126   0.8714   0.1353
 -10.000   0.1352   0.11570   0.10872  -0.1124   0.8635   0.1372
  -9.750   0.1625   0.11120   0.10413  -0.1138   0.8583   0.1423
  -9.500   0.1701   0.10935   0.10226  -0.1146   0.8502   0.1473
  -9.250   0.1661   0.10916   0.10207  -0.1166   0.8416   0.1512
  -9.000   0.1547   0.10959   0.10252  -0.1173   0.8314   0.1522
  -8.750   0.1828   0.10389   0.09677  -0.1179   0.8259   0.1544
  -8.500   0.2108   0.09981   0.09259  -0.1192   0.8213   0.1595
  -8.250   0.2112   0.09875   0.09155  -0.1180   0.8107   0.1636
  -8.000   0.2101   0.09801   0.09078  -0.1198   0.8038   0.1686
  -7.750   0.1905   0.09886   0.09171  -0.1179   0.7912   0.1697
  -7.500   0.1794   0.09856   0.09144  -0.1174   0.7822   0.1702
  -7.250   0.1895   0.09546   0.08835  -0.1163   0.7738   0.1710
  -7.000   0.2296   0.09038   0.08314  -0.1172   0.7701   0.1754
  -6.750   0.2287   0.08941   0.08220  -0.1150   0.7604   0.1788
  -6.500   0.2294   0.08812   0.08091  -0.1142   0.7529   0.1828
  -6.250   0.2074   0.08875   0.08164  -0.1105   0.7417   0.1859
  -5.750   0.1645   0.08229   0.07513  -0.1162   0.7219   0.1202
  -5.500   0.1849   0.07980   0.07256  -0.1148   0.7176   0.1177
  -5.250   0.1748   0.07920   0.07201  -0.1116   0.7074   0.1163
  -5.000   0.1834   0.07673   0.06950  -0.1132   0.7014   0.1151
  -4.750   0.1800   0.07532   0.06808  -0.1128   0.6930   0.1144
  -4.500   0.1851   0.07311   0.06584  -0.1144   0.6855   0.1138
  -4.250   0.2126   0.06888   0.06145  -0.1208   0.6821   0.1121
  -4.000   0.1997   0.06791   0.06050  -0.1199   0.6705   0.1106
  -3.750   0.2642   0.05760   0.04944  -0.1417   0.6673   0.1061
  -3.500   0.3025   0.05509   0.04675  -0.1453   0.6647   0.1077
  -3.250   0.2959   0.05525   0.04689  -0.1431   0.6533   0.1083
  -3.000   0.3418   0.05223   0.04352  -0.1492   0.6502   0.1100
  -2.750   0.3979   0.04862   0.03937  -0.1568   0.6480   0.1108
  -2.500   0.3951   0.04909   0.03971  -0.1549   0.6371   0.1110
  -2.250   0.4405   0.04690   0.03708  -0.1592   0.6338   0.1124
  -2.000   0.4894   0.04493   0.03462  -0.1633   0.6315   0.1162
  -1.750   0.4842   0.04618   0.03576  -0.1605   0.6209   0.1173
  -1.500   0.5231   0.04494   0.03409  -0.1627   0.6173   0.1203
  -1.250   0.5637   0.04368   0.03265  -0.1644   0.6148   0.1229
  -1.000   0.5554   0.04550   0.03449  -0.1612   0.6042   0.1237
  -0.750   0.5875   0.04490   0.03371  -0.1618   0.6004   0.1271
  -0.500   0.6279   0.04391   0.03242  -0.1632   0.5980   0.1336
  -0.250   0.6201   0.04621   0.03469  -0.1604   0.5874   0.1357
   0.000   0.6503   0.04587   0.03433  -0.1608   0.5835   0.1418
   0.250   0.6892   0.04502   0.03323  -0.1618   0.5811   0.1501
   0.500   0.7276   0.04427   0.03239  -0.1629   0.5786   0.1619
   1.000   0.7483   0.04685   0.03497  -0.1606   0.5640   0.1891
   1.250   0.7922   0.04568   0.03402  -0.1624   0.5623   0.2430
   1.750   0.8009   0.04959   0.03833  -0.1594   0.5466   0.3560
   2.000   0.8383   0.04875   0.03767  -0.1597   0.5448   0.4618
   2.500   0.8370   0.05352   0.04287  -0.1559   0.5287   0.5730
   2.750   0.8687   0.05250   0.04206  -0.1550   0.5271   0.6728
   3.750   0.8567   0.06402   0.05371  -0.1490   0.4944   1.0000
   4.250   0.8555   0.07085   0.06039  -0.1478   0.4792   1.0000
   4.500   0.8817   0.07141   0.06074  -0.1477   0.4765   1.0000
   4.750   0.9120   0.07145   0.06059  -0.1476   0.4746   1.0000
   5.250   0.9029   0.07927   0.06837  -0.1465   0.4591   1.0000
   5.500   0.9303   0.07969   0.06863  -0.1463   0.4573   1.0000
   5.750   0.8953   0.08730   0.07638  -0.1459   0.4455   1.0000
   6.000   0.9164   0.08839   0.07736  -0.1457   0.4425   1.0000
   6.250   0.9428   0.08885   0.07770  -0.1454   0.4405   1.0000
   6.500   0.9114   0.09628   0.08526  -0.1454   0.4302   1.0000
   6.750   0.9266   0.09820   0.08711  -0.1453   0.4270   1.0000
   7.000   0.9488   0.09921   0.08804  -0.1451   0.4246   1.0000
   7.500   0.9396   0.10773   0.09662  -0.1453   0.4123   1.0000
   7.750   0.9564   0.10947   0.09831  -0.1452   0.4096   1.0000
   8.000   0.9776   0.11068   0.09947  -0.1450   0.4076   1.0000
   8.250   0.9571   0.11705   0.10593  -0.1457   0.4001   1.0000
   8.500   0.9661   0.11965   0.10854  -0.1458   0.3958   1.0000
   8.750   0.9837   0.12122   0.11007  -0.1457   0.3930   1.0000
   9.000   1.0046   0.12246   0.11128  -0.1455   0.3911   1.0000
   9.250   0.9852   0.12872   0.11765  -0.1466   0.3841   1.0000
   9.500   0.9939   0.13133   0.12028  -0.1468   0.3797   1.0000
<< Back to GOE 482 AIRFOIL (goe482-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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