GOE 124 (MVA H.4) AIRFOIL (goe124-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 124 (MVA H.4) AIRFOIL (goe124-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.94 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe124-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe124-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 124 (MVA H.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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3413 0.12777 0.12067 -0.0161 1.0000 0.1060
-9.750 -0.3380 0.12584 0.11879 -0.0180 1.0000 0.1096
-9.500 -0.3424 0.12605 0.11910 -0.0211 1.0000 0.1115
-9.250 -0.3323 0.12113 0.11424 -0.0215 1.0000 0.1137
-9.000 -0.3167 0.11609 0.10920 -0.0207 1.0000 0.1196
-8.750 -0.3135 0.11412 0.10729 -0.0222 1.0000 0.1246
-8.500 -0.3210 0.11453 0.10784 -0.0252 1.0000 0.1270
-8.250 -0.3076 0.10908 0.10243 -0.0248 1.0000 0.1300
-8.000 -0.2960 0.10526 0.09861 -0.0243 1.0000 0.1356
-7.750 -0.2973 0.10379 0.09726 -0.0253 1.0000 0.1404
-7.500 -0.3078 0.10446 0.09811 -0.0288 1.0000 0.1427
-7.250 -0.2950 0.09887 0.09257 -0.0259 1.0000 0.1467
-7.000 -0.2915 0.09634 0.09012 -0.0248 1.0000 0.1524
-6.750 -0.3005 0.09597 0.08991 -0.0258 1.0000 0.1570
-6.500 -0.3149 0.09741 0.09148 -0.0298 1.0000 0.1587
-6.250 -0.3074 0.09150 0.08566 -0.0218 1.0000 0.1644
-6.000 -0.3145 0.09039 0.08464 -0.0206 1.0000 0.1702
-5.750 -0.3231 0.09158 0.08589 -0.0268 1.0000 0.1744
-5.500 -0.3246 0.08703 0.08145 -0.0189 1.0000 0.1790
-5.250 -0.3257 0.08579 0.08025 -0.0197 1.0000 0.1875
-5.000 -0.3250 0.08350 0.07802 -0.0201 1.0000 0.1926
-4.750 -0.3226 0.08143 0.07598 -0.0191 1.0000 0.2014
-4.500 -0.3173 0.07904 0.07361 -0.0204 1.0000 0.2089
-4.250 -0.3057 0.07715 0.07169 -0.0241 1.0000 0.2219
-4.000 -0.2932 0.07515 0.06966 -0.0266 1.0000 0.2364
-3.750 -0.2922 0.07208 0.06668 -0.0224 1.0000 0.2447
-3.500 -0.2721 0.07015 0.06469 -0.0276 1.0000 0.2676
-3.250 -0.2646 0.06741 0.06200 -0.0261 1.0000 0.2849
-3.000 -0.2508 0.06532 0.05989 -0.0271 1.0000 0.3149
-2.750 -0.2412 0.06299 0.05761 -0.0259 1.0000 0.3465
-2.500 -0.2346 0.06059 0.05528 -0.0233 1.0000 0.3800
-1.750 -0.1998 0.05218 0.04716 -0.0109 0.9809 0.5826
-1.500 -0.1879 0.04956 0.04462 -0.0062 0.9727 0.6448
-1.250 -0.1741 0.04706 0.04218 -0.0024 0.9641 0.6951
-1.000 -0.1480 0.04454 0.03968 -0.0016 0.9554 0.7438
-0.750 0.2476 0.04201 0.03369 -0.1048 0.9318 0.2226
-0.500 0.3102 0.04042 0.03136 -0.1110 0.9204 0.1884
-0.250 0.3684 0.03887 0.02943 -0.1165 0.9094 0.1791
0.000 0.4104 0.03817 0.02832 -0.1189 0.8962 0.1712
0.250 0.4507 0.03753 0.02742 -0.1211 0.8836 0.1666
0.500 0.4920 0.03706 0.02663 -0.1231 0.8713 0.1645
0.750 0.5398 0.03649 0.02582 -0.1257 0.8602 0.1679
1.000 0.5801 0.03616 0.02537 -0.1273 0.8479 0.1770
1.250 0.6126 0.03612 0.02532 -0.1279 0.8343 0.1867
1.500 0.6466 0.03606 0.02529 -0.1287 0.8209 0.2026
1.750 0.6830 0.03574 0.02535 -0.1299 0.8080 0.2585
2.000 0.7119 0.03446 0.02517 -0.1286 0.7963 1.0000
2.250 0.7494 0.03468 0.02499 -0.1289 0.7844 1.0000
2.500 0.7747 0.03543 0.02556 -0.1283 0.7698 1.0000
2.750 0.7990 0.03625 0.02624 -0.1276 0.7554 1.0000
3.000 0.8226 0.03712 0.02703 -0.1270 0.7411 1.0000
3.250 0.8452 0.03812 0.02796 -0.1263 0.7272 1.0000
3.500 0.8674 0.03921 0.02903 -0.1256 0.7141 1.0000
3.750 0.8955 0.03987 0.02966 -0.1253 0.7032 1.0000
4.000 0.9226 0.04056 0.03034 -0.1248 0.6923 1.0000
4.250 0.9357 0.04250 0.03230 -0.1240 0.6790 1.0000
4.500 0.9481 0.04465 0.03451 -0.1233 0.6674 1.0000
4.750 0.9836 0.04475 0.03462 -0.1231 0.6604 1.0000
5.000 0.9851 0.04792 0.03786 -0.1223 0.6478 1.0000
5.250 0.9872 0.05120 0.04119 -0.1217 0.6376 1.0000
5.500 1.0140 0.05225 0.04234 -0.1215 0.6306 1.0000
5.750 0.9968 0.05712 0.04725 -0.1205 0.6203 1.0000
6.000 1.0352 0.05739 0.04763 -0.1206 0.6142 1.0000
6.250 1.0014 0.06357 0.05382 -0.1192 0.6054 1.0000
6.500 1.0277 0.06449 0.05484 -0.1185 0.5951 1.0000
6.750 1.0535 0.06464 0.05510 -0.1168 0.5794 1.0000
7.000 1.0786 0.06430 0.05491 -0.1144 0.5609 1.0000
7.250 1.1174 0.06247 0.05325 -0.1119 0.5439 1.0000
7.500 1.1469 0.06198 0.05293 -0.1100 0.5306 1.0000
7.750 1.1989 0.05855 0.04978 -0.1074 0.5173 1.0000
8.000 1.2460 0.05529 0.04676 -0.1047 0.5024 1.0000
8.250 1.2837 0.05298 0.04471 -0.1020 0.4850 1.0000
8.500 1.3632 0.04526 0.03715 -0.0992 0.4620 1.0000
8.750 1.3964 0.04308 0.03510 -0.0964 0.4334 1.0000
9.000 1.4294 0.04101 0.03295 -0.0934 0.3973 1.0000
9.250 1.4509 0.04069 0.03249 -0.0904 0.3596 1.0000
9.500 1.4730 0.04098 0.03251 -0.0880 0.3258 1.0000
9.750 1.4829 0.04242 0.03403 -0.0853 0.2983 1.0000
10.000 1.4925 0.04378 0.03540 -0.0826 0.2738 1.0000
10.250 1.5002 0.04439 0.03585 -0.0795 0.2486 1.0000
10.500 1.4967 0.04572 0.03723 -0.0759 0.2268 1.0000
10.750 1.4949 0.04707 0.03839 -0.0725 0.2056 1.0000
11.000 1.4897 0.04925 0.04053 -0.0690 0.1868 1.0000
11.250 1.4936 0.05193 0.04288 -0.0663 0.1640 1.0000
11.500 1.4957 0.05551 0.04647 -0.0638 0.1450 1.0000
11.750 1.5102 0.05938 0.05018 -0.0625 0.1269 1.0000
12.250 1.5263 0.06789 0.05899 -0.0596 0.1100 1.0000
12.500 1.5066 0.07159 0.06313 -0.0565 0.1084 1.0000
12.750 1.4870 0.07584 0.06775 -0.0544 0.1069 1.0000
13.000 1.4661 0.08060 0.07285 -0.0532 0.1058 1.0000
13.250 1.4425 0.08599 0.07855 -0.0529 0.1053 1.0000
13.500 1.4149 0.09224 0.08510 -0.0537 0.1057 1.0000
13.750 1.3843 0.09950 0.09262 -0.0557 0.1068 1.0000
14.000 1.3530 0.10764 0.10097 -0.0589 0.1083 1.0000
14.250 1.3234 0.11649 0.10997 -0.0629 0.1096 1.0000
14.500 1.2965 0.12587 0.11945 -0.0675 0.1106 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 124 (MVA H.4) AIRFOIL (goe124-il)