GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 74.78 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe140-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe140-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3034 0.10552 0.10219 -0.0217 1.0000 0.0328
-8.250 -0.3048 0.10394 0.10068 -0.0248 1.0000 0.0330
-8.000 -0.3037 0.10182 0.09862 -0.0284 1.0000 0.0331
-7.750 -0.2980 0.09873 0.09559 -0.0324 1.0000 0.0332
-7.500 -0.2889 0.09231 0.08916 -0.0243 1.0000 0.0342
-7.250 -0.2834 0.08943 0.08633 -0.0237 1.0000 0.0349
-7.000 -0.2809 0.08698 0.08393 -0.0237 1.0000 0.0355
-6.750 -0.2808 0.08477 0.08180 -0.0236 1.0000 0.0362
-6.500 -0.2856 0.08301 0.08011 -0.0227 1.0000 0.0368
-6.000 -0.2424 0.07571 0.07279 -0.0353 0.9913 0.0404
-5.750 -0.1762 0.06903 0.06587 -0.0577 0.9830 0.0424
-5.500 -0.1596 0.06456 0.06146 -0.0569 0.9761 0.0434
-5.250 -0.1254 0.06048 0.05735 -0.0619 0.9708 0.0451
-5.000 -0.0881 0.05650 0.05328 -0.0684 0.9606 0.0477
-4.750 -0.0143 0.05410 0.05023 -0.0835 0.9489 0.0523
-4.500 0.0028 0.04770 0.04402 -0.0849 0.9379 0.0536
-4.250 0.0271 0.04472 0.04102 -0.0862 0.9228 0.0552
-4.000 0.0553 0.04207 0.03825 -0.0881 0.9054 0.0577
-3.750 0.1025 0.04151 0.03708 -0.0920 0.8869 0.0638
-3.500 0.1272 0.03734 0.03271 -0.0933 0.8689 0.0648
-3.250 0.1469 0.03441 0.02978 -0.0933 0.8502 0.0662
-3.000 0.1702 0.03252 0.02778 -0.0933 0.8296 0.0690
-2.750 0.2065 0.03280 0.02746 -0.0936 0.8094 0.0762
-2.500 0.2324 0.02944 0.02388 -0.0945 0.7909 0.0777
-2.250 0.2567 0.02725 0.02162 -0.0948 0.7703 0.0797
-2.000 0.2837 0.02585 0.02001 -0.0949 0.7494 0.0835
-1.750 0.3154 0.02495 0.01861 -0.0951 0.7293 0.0911
-1.500 0.3413 0.02320 0.01679 -0.0953 0.7073 0.0945
-1.250 0.3703 0.02237 0.01558 -0.0954 0.6861 0.1061
-1.000 0.3974 0.02129 0.01436 -0.0955 0.6643 0.1134
-0.750 0.4254 0.02029 0.01310 -0.0957 0.6430 0.1250
-0.500 0.4532 0.01951 0.01208 -0.0958 0.6228 0.1413
0.000 0.5183 0.01753 0.00909 -0.0941 0.5858 0.0748
0.250 0.5466 0.01664 0.00799 -0.0940 0.5684 0.0720
0.500 0.5747 0.01629 0.00741 -0.0937 0.5518 0.0741
0.750 0.6026 0.01580 0.00674 -0.0935 0.5361 0.0737
1.000 0.6304 0.01540 0.00620 -0.0933 0.5213 0.0739
1.250 0.6581 0.01514 0.00582 -0.0930 0.5072 0.0754
1.500 0.6857 0.01475 0.00540 -0.0929 0.4943 0.0787
1.750 0.7134 0.01457 0.00520 -0.0929 0.4825 0.0857
2.000 0.7411 0.01442 0.00502 -0.0929 0.4718 0.1011
2.250 0.7693 0.01425 0.00484 -0.0930 0.4613 0.1365
2.500 0.7901 0.01255 0.00489 -0.0916 0.4521 1.0000
2.750 0.8175 0.01287 0.00495 -0.0914 0.4434 1.0000
3.000 0.8450 0.01311 0.00510 -0.0913 0.4339 1.0000
3.250 0.8723 0.01343 0.00530 -0.0913 0.4258 1.0000
3.500 0.8995 0.01370 0.00549 -0.0912 0.4175 1.0000
3.750 0.9267 0.01403 0.00574 -0.0911 0.4101 1.0000
4.000 0.9538 0.01431 0.00596 -0.0910 0.4026 1.0000
4.250 0.9808 0.01465 0.00626 -0.0910 0.3957 1.0000
4.500 1.0078 0.01493 0.00651 -0.0909 0.3886 1.0000
4.750 1.0347 0.01531 0.00682 -0.0908 0.3829 1.0000
5.000 1.0616 0.01559 0.00717 -0.0907 0.3767 1.0000
5.250 1.0884 0.01593 0.00746 -0.0906 0.3713 1.0000
5.500 1.1146 0.01620 0.00777 -0.0905 0.3638 1.0000
5.750 1.1404 0.01642 0.00792 -0.0902 0.3553 1.0000
6.000 1.1660 0.01659 0.00820 -0.0899 0.3465 1.0000
6.250 1.1913 0.01682 0.00839 -0.0896 0.3381 1.0000
6.500 1.2167 0.01697 0.00863 -0.0893 0.3294 1.0000
6.750 1.2415 0.01714 0.00883 -0.0889 0.3193 1.0000
7.000 1.2660 0.01735 0.00904 -0.0885 0.3097 1.0000
7.250 1.2911 0.01751 0.00933 -0.0881 0.3001 1.0000
7.500 1.3151 0.01767 0.00953 -0.0877 0.2860 1.0000
7.750 1.3386 0.01790 0.00975 -0.0871 0.2691 1.0000
8.000 1.3618 0.01823 0.01010 -0.0865 0.2522 1.0000
8.250 1.3853 0.01861 0.01051 -0.0860 0.2329 1.0000
8.500 1.4065 0.01921 0.01102 -0.0852 0.2031 1.0000
8.750 1.4134 0.02132 0.01248 -0.0829 0.1123 1.0000
9.000 1.4241 0.02303 0.01399 -0.0809 0.0685 1.0000
9.250 1.4268 0.02527 0.01594 -0.0780 0.0290 1.0000
9.500 1.4391 0.02646 0.01722 -0.0760 0.0263 1.0000
9.750 1.4500 0.02764 0.01855 -0.0739 0.0249 1.0000
10.000 1.4575 0.02887 0.01995 -0.0713 0.0243 1.0000
10.250 1.4615 0.03025 0.02150 -0.0684 0.0239 1.0000
10.500 1.4637 0.03192 0.02334 -0.0658 0.0235 1.0000
10.750 1.4638 0.03392 0.02553 -0.0636 0.0233 1.0000
11.000 1.4619 0.03632 0.02811 -0.0618 0.0231 1.0000
11.250 1.4581 0.03921 0.03119 -0.0607 0.0229 1.0000
11.500 1.4527 0.04256 0.03472 -0.0601 0.0227 1.0000
11.750 1.4457 0.04640 0.03872 -0.0601 0.0225 1.0000
12.000 1.4375 0.05062 0.04310 -0.0604 0.0222 1.0000
12.250 1.4284 0.05513 0.04776 -0.0611 0.0220 1.0000
12.500 1.4188 0.05979 0.05254 -0.0618 0.0218 1.0000
12.750 1.4092 0.06447 0.05734 -0.0626 0.0215 1.0000
13.000 1.3998 0.06907 0.06205 -0.0633 0.0213 1.0000
13.250 1.3919 0.07343 0.06650 -0.0638 0.0211 1.0000
13.500 1.3863 0.07740 0.07055 -0.0640 0.0210 1.0000
13.750 1.3832 0.08093 0.07416 -0.0640 0.0210 1.0000
14.000 1.3830 0.08400 0.07729 -0.0637 0.0209 1.0000
14.250 1.3856 0.08655 0.07990 -0.0630 0.0209 1.0000
14.500 1.3908 0.08865 0.08209 -0.0620 0.0210 1.0000
14.750 1.3987 0.09030 0.08381 -0.0605 0.0211 1.0000
15.000 1.4088 0.09163 0.08522 -0.0587 0.0214 1.0000
15.250 1.4166 0.09357 0.08732 -0.0573 0.0218 1.0000
15.500 1.4239 0.09571 0.08962 -0.0559 0.0223 1.0000
15.750 1.4302 0.09813 0.09222 -0.0546 0.0230 1.0000
16.000 1.4355 0.10086 0.09513 -0.0532 0.0237 1.0000
16.250 1.4540 0.10250 0.09691 -0.0490 0.0246 1.0000
16.500 1.4492 0.10666 0.10125 -0.0507 0.0248 1.0000
16.750 1.4419 0.11136 0.10614 -0.0531 0.0250 1.0000
17.000 1.4314 0.11682 0.11182 -0.0561 0.0253 1.0000
17.250 1.4173 0.12330 0.11856 -0.0599 0.0257 1.0000
17.500 1.3957 0.13181 0.12743 -0.0652 0.0265 1.0000
17.750 1.3680 0.14213 0.13809 -0.0721 0.0273 1.0000
18.000 1.3443 0.15203 0.14826 -0.0788 0.0280 1.0000
18.250 1.3213 0.16228 0.15871 -0.0858 0.0286 1.0000
18.500 1.2982 0.17323 0.16984 -0.0935 0.0292 1.0000
18.750 1.2740 0.18532 0.18208 -0.1020 0.0299 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il)