Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 117 (MVA MK.4) AIRFOIL (goe117-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 117 (MVA MK.4) AIRFOIL (goe117-il)