GOE 137 (MVA H.15) AIRFOIL (goe137-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 137 (MVA H.15) AIRFOIL (goe137-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.17 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe137-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe137-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 137 (MVA H.15) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3697 0.11829 0.11149 -0.0138 1.0000 0.1437
-9.000 -0.3702 0.11640 0.10967 -0.0157 1.0000 0.1489
-8.750 -0.3832 0.11674 0.11015 -0.0194 1.0000 0.1508
-8.500 -0.3561 0.10915 0.10251 -0.0166 1.0000 0.1585
-8.250 -0.3614 0.10793 0.10140 -0.0188 1.0000 0.1643
-8.000 -0.3519 0.10356 0.09709 -0.0186 1.0000 0.1695
-7.750 -0.3499 0.10115 0.09473 -0.0192 1.0000 0.1775
-7.500 -0.3669 0.10150 0.09529 -0.0241 1.0000 0.1803
-7.250 -0.3436 0.09512 0.08887 -0.0194 1.0000 0.1901
-7.000 -0.3592 0.09539 0.08931 -0.0258 1.0000 0.1952
-6.750 -0.3391 0.08946 0.08339 -0.0203 1.0000 0.2038
-6.500 -0.3497 0.08859 0.08268 -0.0250 1.0000 0.2106
-6.250 -0.3373 0.08422 0.07836 -0.0207 1.0000 0.2200
-6.000 -0.3398 0.08182 0.07607 -0.0216 1.0000 0.2279
-5.750 -0.3449 0.08091 0.07521 -0.0250 1.0000 0.2399
-5.500 -0.3382 0.07695 0.07136 -0.0196 1.0000 0.2516
-5.250 -0.3381 0.07441 0.06891 -0.0177 1.0000 0.2642
-5.000 -0.3395 0.07216 0.06675 -0.0162 1.0000 0.2789
-4.750 -0.3428 0.07082 0.06544 -0.0181 1.0000 0.2990
-4.500 -0.3430 0.06805 0.06274 -0.0146 1.0000 0.3149
-4.250 -0.3430 0.06560 0.06037 -0.0112 1.0000 0.3324
-4.000 -0.3434 0.06359 0.05842 -0.0094 1.0000 0.3599
-3.750 -0.3440 0.06146 0.05637 -0.0058 1.0000 0.3903
-3.500 -0.3456 0.05971 0.05469 -0.0016 1.0000 0.4317
-3.250 -0.3510 0.05769 0.05280 0.0051 1.0000 0.4785
-3.000 -0.3578 0.05559 0.05083 0.0138 1.0000 0.5260
-2.750 -0.3636 0.05362 0.04897 0.0221 1.0000 0.5768
-2.500 -0.3671 0.05156 0.04699 0.0289 1.0000 0.6234
-2.250 -0.3651 0.04929 0.04478 0.0326 1.0000 0.6587
-2.000 -0.0815 0.03885 0.03045 -0.0530 1.0000 0.1802
-1.750 -0.0444 0.03649 0.02780 -0.0560 0.9969 0.1710
-1.500 0.0167 0.03441 0.02492 -0.0624 0.9867 0.1629
-1.250 0.0712 0.03296 0.02296 -0.0678 0.9755 0.1675
-1.000 0.1225 0.03189 0.02159 -0.0725 0.9635 0.1749
-0.750 0.1730 0.03096 0.02034 -0.0766 0.9516 0.1839
-0.500 0.2253 0.03025 0.01941 -0.0809 0.9396 0.2084
-0.250 0.2749 0.02902 0.01847 -0.0847 0.9279 0.2821
0.000 0.3123 0.02639 0.01748 -0.0853 0.9155 1.0000
0.250 0.3540 0.02695 0.01757 -0.0881 0.9007 1.0000
0.500 0.3940 0.02748 0.01780 -0.0907 0.8858 1.0000
0.750 0.4328 0.02799 0.01806 -0.0929 0.8712 1.0000
1.000 0.4703 0.02849 0.01838 -0.0948 0.8568 1.0000
1.250 0.5057 0.02897 0.01872 -0.0963 0.8425 1.0000
1.500 0.5383 0.02950 0.01914 -0.0972 0.8285 1.0000
1.750 0.5694 0.03004 0.01959 -0.0978 0.8145 1.0000
2.000 0.5991 0.03062 0.02010 -0.0981 0.8008 1.0000
2.250 0.6277 0.03125 0.02067 -0.0983 0.7874 1.0000
2.500 0.6559 0.03188 0.02128 -0.0983 0.7743 1.0000
2.750 0.6849 0.03246 0.02184 -0.0983 0.7621 1.0000
3.000 0.7193 0.03271 0.02208 -0.0986 0.7513 1.0000
3.250 0.7412 0.03367 0.02308 -0.0979 0.7378 1.0000
3.500 0.7631 0.03462 0.02405 -0.0972 0.7243 1.0000
3.750 0.7863 0.03542 0.02488 -0.0964 0.7105 1.0000
4.000 0.8111 0.03601 0.02551 -0.0954 0.6963 1.0000
4.250 0.8379 0.03627 0.02584 -0.0942 0.6814 1.0000
4.500 0.8664 0.03622 0.02583 -0.0927 0.6659 1.0000
4.750 0.8940 0.03618 0.02585 -0.0911 0.6504 1.0000
5.000 0.9187 0.03655 0.02630 -0.0897 0.6357 1.0000
5.250 0.9406 0.03733 0.02721 -0.0885 0.6217 1.0000
5.500 0.9627 0.03807 0.02806 -0.0872 0.6075 1.0000
5.750 0.9858 0.03865 0.02877 -0.0859 0.5929 1.0000
6.000 1.0097 0.03909 0.02933 -0.0844 0.5779 1.0000
6.250 1.0344 0.03943 0.02984 -0.0829 0.5626 1.0000
6.500 1.0594 0.03977 0.03032 -0.0814 0.5472 1.0000
6.750 1.0862 0.03992 0.03061 -0.0799 0.5314 1.0000
7.000 1.1084 0.04049 0.03137 -0.0783 0.5139 1.0000
7.250 1.1239 0.04176 0.03283 -0.0765 0.4946 1.0000
7.500 1.1477 0.04226 0.03349 -0.0749 0.4772 1.0000
7.750 1.1703 0.04314 0.03454 -0.0735 0.4614 1.0000
8.000 1.1962 0.04350 0.03504 -0.0720 0.4454 1.0000
8.250 1.2283 0.04290 0.03455 -0.0704 0.4284 1.0000
8.500 1.2396 0.04417 0.03606 -0.0682 0.4092 1.0000
8.750 1.2769 0.04107 0.03290 -0.0657 0.3815 1.0000
9.000 1.3053 0.03921 0.03099 -0.0634 0.3550 1.0000
9.250 1.3204 0.03893 0.03088 -0.0608 0.3304 1.0000
9.500 1.3319 0.03787 0.02981 -0.0574 0.2998 1.0000
9.750 1.3306 0.03793 0.02995 -0.0534 0.2676 1.0000
10.000 1.3217 0.03898 0.03104 -0.0491 0.2327 1.0000
10.250 1.3040 0.04110 0.03289 -0.0444 0.1963 1.0000
10.500 1.2841 0.04455 0.03589 -0.0405 0.1622 1.0000
10.750 1.2706 0.04837 0.03950 -0.0377 0.1350 1.0000
11.000 1.2649 0.05163 0.04259 -0.0358 0.1185 1.0000
11.250 1.2641 0.05463 0.04557 -0.0343 0.1067 1.0000
11.500 1.2672 0.05752 0.04853 -0.0329 0.0975 1.0000
11.750 1.2753 0.06024 0.05126 -0.0313 0.0899 1.0000
12.000 1.2965 0.06244 0.05340 -0.0293 0.0831 1.0000
12.250 1.3128 0.06604 0.05732 -0.0277 0.0800 1.0000
12.500 1.3127 0.07026 0.06195 -0.0268 0.0786 1.0000
12.750 1.3052 0.07491 0.06695 -0.0264 0.0778 1.0000
13.000 1.2915 0.08007 0.07244 -0.0266 0.0775 1.0000
13.250 1.2727 0.08590 0.07857 -0.0278 0.0777 1.0000
13.500 1.2498 0.09250 0.08545 -0.0300 0.0782 1.0000
13.750 1.2241 0.09995 0.09314 -0.0332 0.0790 1.0000
14.000 1.1971 0.10819 0.10155 -0.0373 0.0800 1.0000
14.250 1.1707 0.11708 0.11058 -0.0421 0.0810 1.0000
14.500 1.1479 0.12619 0.11975 -0.0470 0.0819 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 137 (MVA H.15) AIRFOIL (goe137-il)