GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.93 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.500 -0.1322 0.12178 0.11493 -0.0329 0.9606 0.1132
-6.250 -0.1180 0.11937 0.11253 -0.0359 0.9526 0.1135
-6.000 -0.1100 0.11731 0.11050 -0.0374 0.9421 0.1136
-5.750 -0.0917 0.11430 0.10749 -0.0403 0.9348 0.1145
-5.500 -0.0818 0.11200 0.10522 -0.0415 0.9235 0.1154
-5.250 -0.0683 0.10956 0.10278 -0.0439 0.9133 0.1161
-5.000 -0.0512 0.10686 0.10007 -0.0471 0.9035 0.1165
-4.750 -0.0404 0.10451 0.09774 -0.0486 0.8911 0.1167
-4.250 -0.0093 0.09911 0.09234 -0.0526 0.8694 0.1179
-3.750 0.0252 0.09414 0.08734 -0.0577 0.8465 0.1198
-3.500 0.0530 0.09077 0.08392 -0.0619 0.8395 0.1202
-3.250 0.0608 0.08885 0.08201 -0.0616 0.8247 0.1212
-3.000 0.0935 0.08585 0.07894 -0.0670 0.8179 0.1228
-2.750 0.1035 0.08395 0.07704 -0.0671 0.8032 0.1233
-2.500 0.1347 0.08077 0.07379 -0.0710 0.7968 0.1247
-2.250 0.1522 0.07920 0.07217 -0.0730 0.7826 0.1258
-2.000 0.1823 0.07606 0.06899 -0.0761 0.7761 0.1272
-1.750 0.2033 0.07427 0.06713 -0.0781 0.7637 0.1285
-1.500 0.2358 0.07152 0.06429 -0.0817 0.7561 0.1298
-1.250 0.2791 0.06862 0.06126 -0.0871 0.7515 0.1318
-1.000 0.2953 0.06726 0.05986 -0.0877 0.7372 0.1326
-0.750 0.3361 0.06457 0.05704 -0.0920 0.7314 0.1350
-0.500 0.3627 0.06290 0.05528 -0.0940 0.7206 0.1358
-0.250 0.3965 0.06076 0.05304 -0.0968 0.7122 0.1381
0.000 0.4423 0.05806 0.05018 -0.1015 0.7071 0.1399
0.250 0.4647 0.05708 0.04912 -0.1023 0.6945 0.1417
0.500 0.5050 0.05495 0.04686 -0.1058 0.6874 0.1438
0.750 0.5609 0.05285 0.04450 -0.1118 0.6823 0.1468
1.000 0.5719 0.05198 0.04364 -0.1103 0.6691 0.1486
1.250 0.6181 0.05022 0.04167 -0.1144 0.6621 0.1521
1.500 0.6604 0.04918 0.04042 -0.1177 0.6539 0.1565
1.750 0.6787 0.04793 0.03916 -0.1172 0.6432 0.1596
2.000 0.7256 0.04621 0.03723 -0.1210 0.6365 0.1654
2.250 0.7516 0.04573 0.03664 -0.1216 0.6266 0.1707
2.500 0.7817 0.04511 0.03589 -0.1226 0.6171 0.1776
2.750 0.8289 0.04343 0.03402 -0.1263 0.6105 0.1875
3.000 0.8410 0.04384 0.03439 -0.1244 0.5994 0.1952
3.250 0.8729 0.04317 0.03361 -0.1255 0.5910 0.2053
3.500 0.9223 0.04178 0.03203 -0.1295 0.5849 0.2174
3.750 0.9197 0.04231 0.03266 -0.1251 0.5740 0.2213
4.000 0.9519 0.04183 0.03208 -0.1261 0.5659 0.2316
4.250 0.9937 0.04093 0.03103 -0.1287 0.5591 0.2479
4.500 0.9928 0.04181 0.03199 -0.1246 0.5489 0.2587
4.750 1.0213 0.04117 0.03132 -0.1252 0.5415 0.2784
5.000 1.0664 0.04045 0.03042 -0.1281 0.5354 0.3077
5.250 1.0556 0.04142 0.03156 -0.1225 0.5257 0.3138
5.500 1.0795 0.04135 0.03145 -0.1220 0.5179 0.3248
5.750 1.1289 0.04033 0.03027 -0.1254 0.5117 0.3426
6.000 1.1129 0.04198 0.03209 -0.1191 0.5018 0.3443
6.250 1.1380 0.04218 0.03219 -0.1186 0.4932 0.3538
6.500 1.1713 0.04171 0.03161 -0.1195 0.4846 0.3604
6.750 1.1664 0.04298 0.03296 -0.1149 0.4741 0.3618
7.000 1.2102 0.04225 0.03202 -0.1168 0.4653 0.3675
7.250 1.2030 0.04377 0.03364 -0.1122 0.4557 0.3681
7.500 1.2189 0.04434 0.03417 -0.1105 0.4469 0.3704
7.750 1.2658 0.04375 0.03336 -0.1128 0.4405 0.3737
8.000 1.2418 0.04623 0.03609 -0.1065 0.4313 0.3731
8.250 1.2576 0.04698 0.03681 -0.1050 0.4239 0.3742
8.500 1.3080 0.04601 0.03563 -0.1077 0.4178 0.3779
8.750 1.2743 0.04934 0.03923 -0.1009 0.4087 0.3766
9.000 1.2903 0.05004 0.03993 -0.0998 0.4011 0.3787
9.250 1.3375 0.04901 0.03870 -0.1015 0.3947 0.3821
9.500 1.2938 0.05342 0.04342 -0.0950 0.3851 0.3805
9.750 1.3146 0.05383 0.04380 -0.0942 0.3778 0.3820
10.000 1.3486 0.05344 0.04331 -0.0944 0.3714 0.3829
10.250 1.2974 0.05927 0.04943 -0.0890 0.3611 0.3816
10.500 1.3260 0.05911 0.04923 -0.0886 0.3548 0.3817
10.750 1.3504 0.05939 0.04946 -0.0880 0.3487 0.3810
11.000 1.2833 0.06792 0.05831 -0.0842 0.3368 0.3804
11.250 1.3244 0.06631 0.05661 -0.0837 0.3319 0.3794
11.500 1.2412 0.07843 0.06905 -0.0824 0.3173 0.3792
11.750 1.2667 0.07820 0.06878 -0.0815 0.3120 0.3784
12.000 1.3146 0.07530 0.06577 -0.0804 0.3089 0.3768
12.500 1.2415 0.09118 0.08195 -0.0812 0.2884 0.3764
12.750 1.2827 0.08864 0.07935 -0.0796 0.2864 0.3746
13.250 1.2076 0.10712 0.09808 -0.0835 0.2664 0.3747
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)