GOE 117 (MVA MK.4) AIRFOIL (goe117-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 117 (MVA MK.4) AIRFOIL (goe117-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.49 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe117-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe117-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 117 (MVA MK.4) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3271 0.10894 0.10220 -0.0329 1.0000 0.1942
-8.500 -0.3266 0.10677 0.10011 -0.0325 1.0000 0.2021
-8.250 -0.3500 0.10777 0.10131 -0.0328 1.0000 0.2046
-8.000 -0.3233 0.10120 0.09470 -0.0312 1.0000 0.2129
-7.750 -0.3429 0.10135 0.09504 -0.0304 1.0000 0.2179
-7.500 -0.3328 0.09703 0.09076 -0.0290 1.0000 0.2230
-7.250 -0.3393 0.09538 0.08923 -0.0271 1.0000 0.2294
-7.000 -0.3694 0.09626 0.09035 -0.0248 1.0000 0.2324
-6.750 -0.3603 0.09202 0.08615 -0.0223 1.0000 0.2373
-6.500 -0.3693 0.09049 0.08472 -0.0201 1.0000 0.2435
-6.250 -0.3991 0.09126 0.08569 -0.0207 1.0000 0.2474
-6.000 -0.3855 0.08653 0.08094 -0.0162 1.0000 0.2535
-5.750 -0.4035 0.08608 0.08061 -0.0168 1.0000 0.2610
-5.500 -0.4001 0.08265 0.07724 -0.0132 1.0000 0.2674
-5.250 -0.4132 0.08175 0.07643 -0.0153 1.0000 0.2766
-5.000 -0.4109 0.07877 0.07351 -0.0110 1.0000 0.2869
-4.750 -0.4138 0.07638 0.07120 -0.0097 1.0000 0.2959
-4.250 -0.4173 0.07226 0.06715 -0.0103 1.0000 0.3201
-4.000 -0.4149 0.07002 0.06491 -0.0104 1.0000 0.3338
-3.750 -0.4110 0.06756 0.06246 -0.0098 1.0000 0.3483
-3.500 -0.4060 0.06499 0.05991 -0.0088 1.0000 0.3637
-3.250 -0.2688 0.04450 0.03699 -0.0535 1.0000 0.1478
-3.000 -0.2377 0.04116 0.03318 -0.0564 0.9974 0.1469
-2.750 -0.1889 0.03741 0.02867 -0.0618 0.9892 0.1462
-2.500 -0.1450 0.03551 0.02637 -0.0659 0.9802 0.1549
-2.250 -0.1003 0.03379 0.02410 -0.0698 0.9715 0.1663
-2.000 -0.0609 0.03246 0.02238 -0.0724 0.9622 0.1799
-1.750 -0.0220 0.03176 0.02154 -0.0748 0.9533 0.2083
-1.500 0.0157 0.03126 0.02113 -0.0766 0.9446 0.3054
-1.250 0.0456 0.03094 0.02085 -0.0775 0.9355 0.3891
-1.000 0.0759 0.03102 0.02124 -0.0785 0.9272 0.4794
-0.750 0.1087 0.03084 0.02104 -0.0801 0.9185 0.5249
-0.500 0.1427 0.03062 0.02088 -0.0819 0.9107 0.5740
-0.250 0.1848 0.02928 0.02072 -0.0846 0.9032 1.0000
0.000 0.2174 0.03012 0.02089 -0.0869 0.8946 1.0000
0.250 0.2570 0.03093 0.02120 -0.0898 0.8871 1.0000
0.500 0.2746 0.03178 0.02178 -0.0891 0.8785 1.0000
0.750 0.3112 0.03262 0.02234 -0.0914 0.8717 1.0000
1.000 0.3257 0.03353 0.02309 -0.0903 0.8634 1.0000
1.250 0.3581 0.03442 0.02379 -0.0919 0.8566 1.0000
1.500 0.3740 0.03539 0.02464 -0.0911 0.8484 1.0000
1.750 0.4030 0.03635 0.02548 -0.0922 0.8417 1.0000
2.000 0.4190 0.03738 0.02644 -0.0914 0.8339 1.0000
2.250 0.4458 0.03841 0.02740 -0.0922 0.8269 1.0000
2.500 0.4626 0.03950 0.02845 -0.0916 0.8191 1.0000
2.750 0.4863 0.04062 0.02953 -0.0919 0.8121 1.0000
3.000 0.5050 0.04176 0.03065 -0.0916 0.8041 1.0000
3.250 0.5245 0.04299 0.03188 -0.0914 0.7968 1.0000
3.500 0.5459 0.04417 0.03311 -0.0915 0.7891 1.0000
3.750 0.5608 0.04555 0.03450 -0.0908 0.7816 1.0000
4.000 0.5865 0.04676 0.03576 -0.0914 0.7739 1.0000
4.250 0.5952 0.04834 0.03738 -0.0902 0.7665 1.0000
4.500 0.6243 0.04959 0.03872 -0.0911 0.7589 1.0000
4.750 0.6274 0.05138 0.04059 -0.0895 0.7516 1.0000
5.000 0.6580 0.05273 0.04207 -0.0906 0.7444 1.0000
5.250 0.6569 0.05475 0.04414 -0.0887 0.7376 1.0000
5.500 0.6816 0.05635 0.04587 -0.0894 0.7310 1.0000
5.750 0.6844 0.05848 0.04809 -0.0881 0.7254 1.0000
6.000 0.6928 0.06059 0.05031 -0.0876 0.7206 1.0000
6.250 0.7191 0.06246 0.05241 -0.0885 0.7149 1.0000
6.500 0.7167 0.06503 0.05507 -0.0873 0.7132 1.0000
6.750 0.7216 0.06767 0.05784 -0.0871 0.7137 1.0000
7.000 0.9956 0.03064 0.01950 -0.0626 0.1596 1.0000
7.250 0.9861 0.03331 0.02189 -0.0585 0.1430 1.0000
7.500 0.9802 0.03581 0.02436 -0.0551 0.1320 1.0000
7.750 0.9781 0.03817 0.02675 -0.0522 0.1246 1.0000
8.000 0.9801 0.04042 0.02896 -0.0494 0.1187 1.0000
8.250 0.9991 0.04197 0.03053 -0.0470 0.1116 1.0000
8.500 1.1506 0.04503 0.03357 -0.0562 0.0976 1.0000
8.750 1.1949 0.04844 0.03725 -0.0574 0.0942 1.0000
9.000 1.2256 0.05191 0.04107 -0.0570 0.0934 1.0000
9.250 1.2476 0.05526 0.04497 -0.0554 0.0967 1.0000
9.500 1.2729 0.05980 0.04986 -0.0546 0.1008 1.0000
9.750 1.2846 0.06277 0.05342 -0.0519 0.1058 1.0000
10.000 1.2836 0.06618 0.05750 -0.0484 0.1121 1.0000
10.250 1.2962 0.07064 0.06239 -0.0467 0.1186 1.0000
10.500 1.2722 0.07347 0.06586 -0.0420 0.1237 1.0000
10.750 1.2817 0.07900 0.07167 -0.0410 0.1315 1.0000
11.000 1.2419 0.08139 0.07446 -0.0363 0.1336 1.0000
11.250 1.2062 0.08500 0.07825 -0.0335 0.1351 1.0000
11.500 1.1710 0.08965 0.08309 -0.0328 0.1362 1.0000
11.750 1.1353 0.09532 0.08888 -0.0339 0.1367 1.0000
12.000 1.0982 0.10218 0.09583 -0.0368 0.1365 1.0000
12.250 1.0587 0.11083 0.10452 -0.0420 0.1366 1.0000
12.500 1.0425 0.11993 0.11365 -0.0463 0.1448 1.0000
12.750 0.9842 0.13536 0.12892 -0.0589 0.1487 1.0000
13.000 0.8049 0.13910 0.13309 -0.0550 0.1537 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 117 (MVA MK.4) AIRFOIL (goe117-il)