GOE 116 (MVA MK.3) AIRFOIL (goe116-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 116 (MVA MK.3) AIRFOIL (goe116-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.59 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe116-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe116-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 116 (MVA MK.3) 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 -0.3768 0.11907 0.11246 -0.0243 1.0000 0.1651
-9.250 -0.3811 0.11723 0.11072 -0.0267 1.0000 0.1675
-9.000 -0.3902 0.11598 0.10960 -0.0296 1.0000 0.1684
-8.750 -0.3790 0.11081 0.10447 -0.0299 1.0000 0.1693
-8.500 -0.3672 0.10611 0.09974 -0.0299 1.0000 0.1707
-8.250 -0.3606 0.10241 0.09609 -0.0304 1.0000 0.1724
-8.000 -0.3574 0.09914 0.09290 -0.0312 1.0000 0.1738
-7.750 -0.3570 0.09615 0.09001 -0.0318 1.0000 0.1750
-7.500 -0.3601 0.09345 0.08744 -0.0321 1.0000 0.1757
-7.250 -0.3660 0.09097 0.08511 -0.0320 1.0000 0.1757
-7.000 -0.3748 0.08873 0.08303 -0.0316 1.0000 0.1748
-6.750 -0.3896 0.08709 0.08154 -0.0302 1.0000 0.1734
-6.500 -0.4084 0.08577 0.08035 -0.0290 1.0000 0.1716
-6.250 -0.4267 0.07769 0.07230 -0.0363 1.0000 0.1120
-6.000 -0.4335 0.07108 0.06562 -0.0425 1.0000 0.1018
-5.750 -0.4309 0.06792 0.06244 -0.0419 1.0000 0.1000
-5.500 -0.4245 0.06335 0.05778 -0.0441 1.0000 0.0973
-5.250 -0.4031 0.05076 0.04449 -0.0558 1.0000 0.0901
-5.000 -0.3808 0.04448 0.03769 -0.0596 1.0000 0.0900
-4.750 -0.3626 0.04290 0.03597 -0.0596 1.0000 0.0940
-4.500 -0.3307 0.03760 0.02984 -0.0635 1.0000 0.1021
-4.250 -0.3053 0.03594 0.02782 -0.0642 1.0000 0.1148
-4.000 -0.2838 0.03560 0.02745 -0.0635 1.0000 0.1325
-3.750 -0.2580 0.03443 0.02591 -0.0637 1.0000 0.1987
-3.500 -0.2496 0.03593 0.02774 -0.0608 1.0000 0.2569
-3.250 -0.2330 0.03597 0.02764 -0.0598 1.0000 0.2948
-3.000 -0.2149 0.03562 0.02714 -0.0590 1.0000 0.3178
-2.750 -0.1964 0.03524 0.02667 -0.0585 1.0000 0.3415
-2.500 -0.1695 0.03457 0.02552 -0.0600 1.0000 0.3496
-2.250 -0.1462 0.03392 0.02466 -0.0605 1.0000 0.3546
-2.000 -0.1208 0.03343 0.02383 -0.0616 1.0000 0.3574
-1.750 -0.0776 0.03311 0.02300 -0.0659 0.9946 0.3614
-1.500 -0.0395 0.03286 0.02249 -0.0692 0.9884 0.3671
-1.250 0.0052 0.03285 0.02216 -0.0736 0.9823 0.3711
-1.000 0.0376 0.03286 0.02192 -0.0757 0.9759 0.3746
-0.750 0.0795 0.03306 0.02187 -0.0794 0.9696 0.3820
-0.500 0.1096 0.03331 0.02193 -0.0810 0.9631 0.3892
-0.250 0.1481 0.03362 0.02211 -0.0840 0.9568 0.3961
0.000 0.1784 0.03399 0.02238 -0.0855 0.9503 0.4036
0.250 0.2125 0.03436 0.02272 -0.0877 0.9441 0.4134
0.500 0.2438 0.03479 0.02319 -0.0894 0.9378 0.4273
0.750 0.2734 0.03521 0.02373 -0.0909 0.9314 0.4485
1.000 0.3082 0.03554 0.02438 -0.0933 0.9256 0.4866
1.250 0.3259 0.03471 0.02499 -0.0917 0.9198 0.7820
1.500 0.3580 0.03567 0.02558 -0.0936 0.9133 1.0000
1.750 0.3729 0.03665 0.02634 -0.0926 0.9070 1.0000
2.000 0.4054 0.03778 0.02726 -0.0945 0.9010 1.0000
2.250 0.4225 0.03890 0.02829 -0.0940 0.8952 1.0000
2.500 0.4462 0.04007 0.02937 -0.0947 0.8894 1.0000
2.750 0.4716 0.04134 0.03057 -0.0957 0.8840 1.0000
3.000 0.4856 0.04258 0.03180 -0.0950 0.8788 1.0000
3.250 0.5140 0.04393 0.03315 -0.0964 0.8735 1.0000
3.500 0.5281 0.04532 0.03460 -0.0959 0.8689 1.0000
3.750 0.5421 0.04674 0.03606 -0.0954 0.8647 1.0000
4.000 0.5671 0.04827 0.03765 -0.0965 0.8600 1.0000
4.250 0.5824 0.04986 0.03930 -0.0963 0.8560 1.0000
4.500 0.5919 0.05147 0.04099 -0.0954 0.8534 1.0000
4.750 0.6051 0.05315 0.04277 -0.0951 0.8506 1.0000
5.000 0.6357 0.05499 0.04480 -0.0971 0.8439 1.0000
5.250 0.6401 0.05674 0.04666 -0.0957 0.8414 1.0000
5.500 0.6646 0.05830 0.04839 -0.0963 0.8275 1.0000
5.750 0.7025 0.05922 0.04957 -0.0973 0.7990 1.0000
6.000 0.7415 0.05995 0.05064 -0.0980 0.7718 1.0000
6.250 0.7674 0.06101 0.05199 -0.0978 0.7518 1.0000
6.500 0.8071 0.06117 0.05255 -0.0976 0.7238 1.0000
6.750 0.9656 0.03263 0.02155 -0.0659 0.1210 1.0000
7.000 0.9626 0.03502 0.02375 -0.0626 0.1064 1.0000
7.250 0.9639 0.03726 0.02598 -0.0599 0.0974 1.0000
7.500 0.9658 0.03956 0.02827 -0.0573 0.0927 1.0000
7.750 0.9765 0.04132 0.03016 -0.0547 0.0886 1.0000
8.000 1.0045 0.04248 0.03132 -0.0521 0.0843 1.0000
8.250 1.1147 0.04505 0.03404 -0.0565 0.0767 1.0000
8.500 1.1597 0.04860 0.03794 -0.0572 0.0764 1.0000
8.750 1.1930 0.05267 0.04239 -0.0569 0.0783 1.0000
9.000 1.2238 0.05785 0.04777 -0.0568 0.0807 1.0000
9.250 1.2294 0.06021 0.05106 -0.0531 0.0846 1.0000
9.500 1.2358 0.06474 0.05619 -0.0506 0.0893 1.0000
9.750 1.2568 0.07053 0.06215 -0.0500 0.0941 1.0000
10.000 1.2309 0.07349 0.06599 -0.0452 0.0984 1.0000
10.250 1.2210 0.07839 0.07126 -0.0428 0.1028 1.0000
10.500 1.2134 0.08313 0.07632 -0.0409 0.1080 1.0000
10.750 1.1804 0.08674 0.08021 -0.0379 0.1090 1.0000
11.000 1.1487 0.09119 0.08487 -0.0369 0.1098 1.0000
11.250 1.1168 0.09654 0.09038 -0.0376 0.1103 1.0000
11.500 1.0845 0.10287 0.09683 -0.0400 0.1106 1.0000
11.750 1.0510 0.11048 0.10452 -0.0441 0.1110 1.0000
12.000 1.0178 0.11977 0.11383 -0.0501 0.1123 1.0000
12.250 1.0084 0.12828 0.12236 -0.0539 0.1200 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 116 (MVA MK.3) AIRFOIL (goe116-il)