GOE 118 (MVA MK.7) AIRFOIL (goe118-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 118 (MVA MK.7) AIRFOIL (goe118-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.28 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe118-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe118-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 118 (MVA MK.7) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2807 0.11170 0.10541 -0.0362 1.0000 0.1322
-8.250 -0.2840 0.11027 0.10411 -0.0365 1.0000 0.1359
-8.000 -0.2978 0.11051 0.10454 -0.0362 1.0000 0.1375
-7.750 -0.3173 0.11120 0.10545 -0.0346 1.0000 0.1380
-7.500 -0.2967 0.10432 0.09856 -0.0330 1.0000 0.1419
-7.250 -0.3046 0.10281 0.09718 -0.0302 1.0000 0.1445
-7.000 -0.3204 0.10230 0.09683 -0.0269 1.0000 0.1464
-6.750 -0.3374 0.10201 0.09668 -0.0242 1.0000 0.1483
-6.500 -0.3556 0.10205 0.09686 -0.0225 1.0000 0.1501
-6.250 -0.3730 0.10251 0.09745 -0.0231 1.0000 0.1514
-6.000 -0.3793 0.10032 0.09535 -0.0222 1.0000 0.1527
-5.750 -0.3794 0.09693 0.09201 -0.0184 1.0000 0.1556
-5.500 -0.3827 0.09494 0.09007 -0.0174 1.0000 0.1592
-5.250 -0.3852 0.09382 0.08899 -0.0208 1.0000 0.1643
-5.000 -0.3838 0.09114 0.08636 -0.0222 1.0000 0.1669
-4.750 -0.3822 0.08815 0.08340 -0.0198 1.0000 0.1708
-4.500 -0.3690 0.08645 0.08165 -0.0280 1.0000 0.1795
-4.250 -0.3680 0.08278 0.07805 -0.0240 1.0000 0.1829
-4.000 -0.3506 0.08025 0.07544 -0.0302 1.0000 0.1938
-3.750 -0.3382 0.07668 0.07189 -0.0294 0.9980 0.2019
-3.500 -0.2942 0.07225 0.06731 -0.0394 0.9899 0.2227
-3.250 -0.2523 0.06819 0.06313 -0.0468 0.9824 0.2499
-3.000 -0.2220 0.06509 0.05989 -0.0508 0.9742 0.2904
-2.750 -0.2016 0.06176 0.05663 -0.0495 0.9673 0.3367
-2.250 0.0101 0.04700 0.03964 -0.0943 0.9528 0.1318
-2.000 0.0698 0.04280 0.03454 -0.1013 0.9459 0.1176
-1.750 0.1235 0.04012 0.03098 -0.1065 0.9389 0.1227
-1.500 0.1699 0.03823 0.02856 -0.1105 0.9313 0.1410
-1.250 0.2139 0.03632 0.02621 -0.1135 0.9238 0.1741
-1.000 0.2594 0.03509 0.02502 -0.1172 0.9164 0.2948
-0.750 0.2879 0.03520 0.02502 -0.1181 0.9067 0.3403
-0.500 0.3250 0.03526 0.02479 -0.1202 0.8978 0.3549
-0.250 0.3647 0.03523 0.02463 -0.1227 0.8891 0.3800
0.000 0.3916 0.03535 0.02488 -0.1234 0.8792 0.4206
0.250 0.4167 0.03401 0.02490 -0.1227 0.8705 1.0000
0.500 0.4571 0.03474 0.02485 -0.1249 0.8613 1.0000
0.750 0.4780 0.03570 0.02549 -0.1245 0.8505 1.0000
1.000 0.5024 0.03665 0.02615 -0.1247 0.8403 1.0000
1.250 0.5334 0.03749 0.02675 -0.1259 0.8308 1.0000
1.500 0.5648 0.03828 0.02737 -0.1270 0.8212 1.0000
1.750 0.5819 0.03945 0.02843 -0.1263 0.8105 1.0000
2.000 0.6041 0.04054 0.02943 -0.1262 0.8005 1.0000
2.250 0.6396 0.04127 0.03007 -0.1277 0.7920 1.0000
2.500 0.6558 0.04258 0.03133 -0.1270 0.7816 1.0000
2.750 0.6707 0.04400 0.03273 -0.1262 0.7715 1.0000
3.000 0.6963 0.04513 0.03384 -0.1265 0.7628 1.0000
3.250 0.7190 0.04635 0.03507 -0.1266 0.7538 1.0000
3.500 0.7275 0.04820 0.03699 -0.1253 0.7442 1.0000
3.750 0.7532 0.04944 0.03827 -0.1257 0.7363 1.0000
4.000 0.7658 0.05122 0.04010 -0.1250 0.7276 1.0000
4.250 0.7743 0.05330 0.04223 -0.1240 0.7197 1.0000
4.500 0.7965 0.05486 0.04387 -0.1242 0.7129 1.0000
4.750 0.7976 0.05739 0.04646 -0.1228 0.7057 1.0000
5.000 0.8168 0.05918 0.04836 -0.1229 0.6996 1.0000
5.250 0.8230 0.06174 0.05109 -0.1222 0.6949 1.0000
5.500 0.8205 0.06470 0.05413 -0.1210 0.6915 1.0000
5.750 0.8276 0.06729 0.05683 -0.1206 0.6884 1.0000
6.000 0.8325 0.07013 0.05979 -0.1203 0.6875 1.0000
6.250 0.8265 0.07376 0.06351 -0.1198 0.6930 1.0000
6.500 0.8417 0.07680 0.06672 -0.1208 0.6970 1.0000
6.750 0.9108 0.07180 0.06215 -0.1172 0.6346 1.0000
7.000 0.8872 0.07760 0.06798 -0.1174 0.6494 1.0000
7.250 0.8686 0.08317 0.07361 -0.1183 0.6727 1.0000
7.500 0.8554 0.08731 0.07784 -0.1180 0.6871 1.0000
7.750 0.8453 0.09104 0.08168 -0.1177 0.7016 1.0000
8.000 1.0901 0.04552 0.03394 -0.0770 0.0845 1.0000
8.250 1.0871 0.04860 0.03716 -0.0754 0.0829 1.0000
8.500 1.0873 0.05137 0.04012 -0.0737 0.0815 1.0000
8.750 1.0902 0.05381 0.04271 -0.0717 0.0803 1.0000
9.000 1.0995 0.05552 0.04453 -0.0691 0.0785 1.0000
9.250 1.2945 0.05332 0.04230 -0.0704 0.0757 1.0000
9.500 1.3855 0.05994 0.04927 -0.0753 0.0841 1.0000
9.750 1.3882 0.06127 0.05153 -0.0709 0.0893 1.0000
10.000 1.4217 0.06616 0.05686 -0.0703 0.0973 1.0000
10.250 1.4199 0.06964 0.06109 -0.0665 0.1034 1.0000
10.500 1.4282 0.07401 0.06595 -0.0642 0.1096 1.0000
10.750 1.4087 0.07747 0.07000 -0.0601 0.1138 1.0000
11.000 1.4151 0.08297 0.07583 -0.0586 0.1210 1.0000
11.250 1.3820 0.08573 0.07898 -0.0544 0.1225 1.0000
11.500 1.3497 0.08931 0.08282 -0.0515 0.1234 1.0000
11.750 1.3176 0.09368 0.08743 -0.0503 0.1240 1.0000
12.000 1.2854 0.09884 0.09277 -0.0505 0.1242 1.0000
12.250 1.2530 0.10478 0.09886 -0.0520 0.1239 1.0000
12.500 1.2207 0.11156 0.10575 -0.0548 0.1234 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 118 (MVA MK.7) AIRFOIL (goe118-il)