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

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
<< Back to GOE 124 (MVA H.4) AIRFOIL (goe124-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 124 (MVA H.4) AIRFOIL (goe124-il)