GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 481 AIRFOIL (goe481-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 58.25 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe481-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe481-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.0230 0.10259 0.09971 -0.0958 0.9530 0.0316
-9.250 -0.0116 0.08823 0.08533 -0.1022 0.9390 0.0351
-8.750 0.0267 0.08447 0.08158 -0.1067 0.9361 0.0357
-7.750 -0.0145 0.06645 0.06351 -0.1132 0.9065 0.0436
-7.250 0.0252 0.05878 0.05578 -0.1242 0.9012 0.0477
-7.000 0.0323 0.05781 0.05482 -0.1228 0.8930 0.0483
-6.750 0.0604 0.05951 0.05657 -0.1200 0.8890 0.0468
-6.500 0.0781 0.04401 0.04069 -0.1446 0.8826 0.0568
-6.250 0.1016 0.04288 0.03955 -0.1456 0.8766 0.0578
-6.000 0.1232 0.04222 0.03889 -0.1454 0.8687 0.0586
-5.750 0.1593 0.03737 0.03382 -0.1543 0.8632 0.0623
-5.500 0.1915 0.03688 0.03334 -0.1557 0.8568 0.0633
-5.250 0.2188 0.03540 0.03180 -0.1576 0.8455 0.0649
-5.000 0.2594 0.03277 0.02899 -0.1636 0.8353 0.0673
-4.750 0.2957 0.03234 0.02852 -0.1656 0.8185 0.0683
-4.500 0.3337 0.03118 0.02718 -0.1691 0.7902 0.0704
-4.250 0.3640 0.03019 0.02592 -0.1709 0.7497 0.0722
-4.000 0.3809 0.03035 0.02588 -0.1686 0.7086 0.0731
-3.750 0.3958 0.03028 0.02565 -0.1663 0.6779 0.0740
-3.500 0.4123 0.02986 0.02508 -0.1646 0.6535 0.0752
-3.000 0.4500 0.02912 0.02415 -0.1620 0.6189 0.0773
-2.750 0.4688 0.02915 0.02413 -0.1602 0.6050 0.0780
-2.500 0.4887 0.02896 0.02389 -0.1589 0.5914 0.0788
-2.250 0.5087 0.02866 0.02351 -0.1577 0.5794 0.0798
-2.000 0.5299 0.02813 0.02291 -0.1570 0.5684 0.0814
-1.750 0.5499 0.02806 0.02281 -0.1556 0.5590 0.0821
-1.500 0.5717 0.02797 0.02271 -0.1545 0.5507 0.0828
-1.250 0.5927 0.02785 0.02256 -0.1533 0.5420 0.0834
-1.000 0.6138 0.02765 0.02231 -0.1522 0.5344 0.0843
-0.750 0.6364 0.02732 0.02196 -0.1515 0.5262 0.0854
-0.500 0.6575 0.02707 0.02164 -0.1505 0.5167 0.0866
-0.250 0.6783 0.02696 0.02149 -0.1493 0.5072 0.0873
0.000 0.7000 0.02677 0.02127 -0.1483 0.4979 0.0883
0.250 0.7213 0.02651 0.02095 -0.1474 0.4901 0.0897
0.500 0.7442 0.02617 0.02058 -0.1467 0.4841 0.0915
0.750 0.7671 0.02591 0.02030 -0.1460 0.4775 0.0933
1.250 0.8115 0.02517 0.01940 -0.1444 0.4623 0.1018
1.500 0.8341 0.02493 0.01913 -0.1435 0.4537 0.1047
1.750 0.8552 0.02478 0.01889 -0.1424 0.4441 0.1075
2.000 0.8763 0.02467 0.01875 -0.1412 0.4357 0.1092
2.250 0.8983 0.02453 0.01856 -0.1402 0.4273 0.1113
2.500 0.9189 0.02452 0.01848 -0.1390 0.4188 0.1141
3.000 0.9624 0.02432 0.01823 -0.1369 0.4045 0.1190
3.250 0.9869 0.02436 0.01813 -0.1362 0.3968 0.1199
3.500 1.0072 0.02390 0.01765 -0.1351 0.3906 0.1202
3.750 1.0277 0.02364 0.01736 -0.1340 0.3833 0.1206
4.000 1.0469 0.02352 0.01717 -0.1325 0.3751 0.1212
4.250 1.0678 0.02337 0.01698 -0.1313 0.3679 0.1218
4.500 1.0887 0.02325 0.01681 -0.1301 0.3603 0.1222
4.750 1.1085 0.02325 0.01672 -0.1286 0.3526 0.1226
5.000 1.1303 0.02322 0.01665 -0.1275 0.3469 0.1227
5.250 1.1522 0.02326 0.01664 -0.1263 0.3409 0.1228
5.500 1.1721 0.02328 0.01659 -0.1249 0.3341 0.1229
5.750 1.1910 0.02328 0.01653 -0.1233 0.3273 0.1229
6.000 1.2112 0.02327 0.01649 -0.1219 0.3206 0.1229
6.250 1.2289 0.02332 0.01648 -0.1201 0.3123 0.1229
6.500 1.2467 0.02336 0.01647 -0.1184 0.3054 0.1229
6.750 1.2661 0.02336 0.01644 -0.1169 0.2988 0.1229
7.000 1.2840 0.02344 0.01647 -0.1152 0.2916 0.1229
7.500 1.3188 0.02341 0.01641 -0.1117 0.2806 0.1230
7.750 1.3354 0.02337 0.01635 -0.1099 0.2741 0.1230
8.000 1.3503 0.02354 0.01647 -0.1078 0.2666 0.1230
8.250 1.3674 0.02358 0.01650 -0.1061 0.2603 0.1231
8.500 1.3829 0.02374 0.01663 -0.1041 0.2518 0.1231
8.750 1.3962 0.02400 0.01684 -0.1019 0.2434 0.1232
9.000 1.4095 0.02430 0.01709 -0.0996 0.2317 0.1232
9.250 1.4213 0.02470 0.01742 -0.0972 0.2193 0.1233
9.500 1.4307 0.02526 0.01789 -0.0945 0.2053 0.1234
9.750 1.4413 0.02576 0.01834 -0.0920 0.1951 0.1235
10.000 1.4525 0.02626 0.01881 -0.0897 0.1881 0.1236
10.250 1.4643 0.02676 0.01928 -0.0874 0.1824 0.1237
10.500 1.4746 0.02733 0.01985 -0.0850 0.1776 0.1238
10.750 1.4852 0.02794 0.02044 -0.0827 0.1733 0.1239
11.000 1.4979 0.02843 0.02095 -0.0807 0.1709 0.1240
11.250 1.5090 0.02903 0.02157 -0.0786 0.1682 0.1242
11.500 1.5197 0.02969 0.02224 -0.0765 0.1654 0.1244
11.750 1.5285 0.03049 0.02305 -0.0742 0.1623 0.1248
12.000 1.5366 0.03137 0.02393 -0.0720 0.1595 0.1250
12.250 1.5451 0.03227 0.02485 -0.0698 0.1567 0.1253
12.500 1.5562 0.03303 0.02565 -0.0680 0.1555 0.1255
12.750 1.5670 0.03385 0.02651 -0.0662 0.1538 0.1256
13.000 1.5769 0.03477 0.02747 -0.0644 0.1521 0.1257
13.250 1.5854 0.03583 0.02856 -0.0625 0.1498 0.1258
13.500 1.5927 0.03701 0.02977 -0.0607 0.1476 0.1258
13.750 1.5987 0.03835 0.03113 -0.0588 0.1454 0.1259
14.000 1.6031 0.03985 0.03266 -0.0570 0.1431 0.1259
14.250 1.6079 0.04138 0.03422 -0.0553 0.1408 0.1259
14.500 1.6161 0.04269 0.03559 -0.0539 0.1396 0.1260
14.750 1.6248 0.04383 0.03680 -0.0527 0.1380 0.1261
15.000 1.6317 0.04525 0.03828 -0.0515 0.1360 0.1261
15.250 1.6379 0.04680 0.03990 -0.0504 0.1335 0.1263
15.500 1.6416 0.04867 0.04182 -0.0493 0.1311 0.1264
15.750 1.6430 0.05083 0.04401 -0.0483 0.1282 0.1265
16.000 1.6440 0.05310 0.04632 -0.0474 0.1257 0.1267
16.250 1.6495 0.05496 0.04826 -0.0466 0.1235 0.1271
16.500 1.6540 0.05698 0.05034 -0.0460 0.1200 0.1272
16.750 1.6539 0.05957 0.05297 -0.0454 0.1159 0.1276
17.000 1.6510 0.06256 0.05598 -0.0450 0.1121 0.1280
17.250 1.6524 0.06507 0.05855 -0.0446 0.1083 0.1286
17.500 1.6489 0.06825 0.06176 -0.0443 0.1038 0.1289
17.750 1.6436 0.07171 0.06525 -0.0443 0.1000 0.1289
18.000 1.6409 0.07488 0.06847 -0.0443 0.0969 0.1289
18.250 1.6344 0.07862 0.07224 -0.0445 0.0935 0.1290
18.500 1.6269 0.08255 0.07620 -0.0449 0.0904 0.1290
18.750 1.6227 0.08608 0.07980 -0.0453 0.0886 0.1290
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 481 AIRFOIL (goe481-il)