GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.33 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe140-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe140-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2910 0.10571 0.09931 -0.0235 1.0000 0.0782
-7.750 -0.2962 0.10488 0.09863 -0.0260 1.0000 0.0797
-7.500 -0.2972 0.10407 0.09793 -0.0314 1.0000 0.0804
-7.250 -0.2865 0.09796 0.09188 -0.0268 1.0000 0.0824
-7.000 -0.2806 0.09472 0.08871 -0.0261 1.0000 0.0847
-6.750 -0.2776 0.09214 0.08621 -0.0264 1.0000 0.0868
-6.500 -0.2755 0.08981 0.08398 -0.0274 1.0000 0.0892
-6.250 -0.2737 0.08794 0.08219 -0.0297 1.0000 0.0918
-6.000 -0.2689 0.08711 0.08136 -0.0360 1.0000 0.0936
-5.750 -0.2675 0.08370 0.07806 -0.0348 1.0000 0.0947
-5.500 -0.2693 0.08047 0.07493 -0.0301 1.0000 0.0973
-5.250 -0.2608 0.07784 0.07233 -0.0307 0.9977 0.1025
-5.000 -0.2135 0.07302 0.06731 -0.0436 0.9853 0.1106
-4.750 -0.1815 0.06857 0.06282 -0.0476 0.9745 0.1170
-4.500 -0.1360 0.06417 0.05820 -0.0576 0.9620 0.1266
-4.250 -0.0964 0.06026 0.05411 -0.0643 0.9494 0.1409
-4.000 -0.0628 0.05653 0.05032 -0.0684 0.9366 0.1582
-3.500 0.0088 0.04987 0.04342 -0.0775 0.9099 0.2154
-3.000 0.1289 0.04361 0.03568 -0.0929 0.8821 0.1240
-2.750 0.1657 0.04005 0.03193 -0.0951 0.8671 0.1064
-2.500 0.2052 0.03739 0.02884 -0.0975 0.8512 0.0965
-2.250 0.2413 0.03532 0.02639 -0.0990 0.8344 0.0894
-2.000 0.2764 0.03342 0.02409 -0.1001 0.8172 0.0855
-1.750 0.3115 0.03192 0.02204 -0.1008 0.7998 0.0821
-1.500 0.3436 0.03089 0.02047 -0.1008 0.7809 0.0803
-1.250 0.3726 0.02964 0.01895 -0.1007 0.7614 0.0800
-1.000 0.4021 0.02871 0.01763 -0.1003 0.7423 0.0805
-0.750 0.4290 0.02755 0.01639 -0.1001 0.7236 0.0842
-0.500 0.4565 0.02686 0.01544 -0.0996 0.7046 0.0880
-0.250 0.4839 0.02620 0.01450 -0.0989 0.6856 0.0894
0.000 0.5108 0.02561 0.01361 -0.0979 0.6677 0.0904
0.250 0.5383 0.02512 0.01281 -0.0971 0.6503 0.0919
0.500 0.5653 0.02474 0.01213 -0.0962 0.6337 0.0939
0.750 0.5914 0.02426 0.01153 -0.0954 0.6176 0.0972
1.000 0.6178 0.02398 0.01109 -0.0948 0.6020 0.1019
1.250 0.6446 0.02380 0.01076 -0.0944 0.5870 0.1123
1.500 0.6716 0.02365 0.01053 -0.0942 0.5725 0.1295
1.750 0.6992 0.02350 0.01031 -0.0940 0.5585 0.1547
2.000 0.7207 0.02154 0.01022 -0.0928 0.5462 1.0000
2.250 0.7479 0.02194 0.01020 -0.0923 0.5340 1.0000
2.500 0.7748 0.02234 0.01029 -0.0919 0.5230 1.0000
2.750 0.8013 0.02276 0.01050 -0.0916 0.5117 1.0000
3.000 0.8275 0.02323 0.01082 -0.0914 0.5008 1.0000
3.250 0.8539 0.02369 0.01114 -0.0911 0.4915 1.0000
3.500 0.8801 0.02418 0.01151 -0.0909 0.4822 1.0000
3.750 0.9060 0.02472 0.01200 -0.0907 0.4732 1.0000
4.000 0.9324 0.02521 0.01240 -0.0904 0.4656 1.0000
4.250 0.9577 0.02584 0.01306 -0.0902 0.4574 1.0000
4.500 0.9840 0.02639 0.01355 -0.0900 0.4509 1.0000
4.750 1.0090 0.02708 0.01429 -0.0898 0.4437 1.0000
5.000 1.0345 0.02771 0.01495 -0.0896 0.4372 1.0000
5.250 1.0598 0.02839 0.01567 -0.0893 0.4313 1.0000
5.500 1.0840 0.02918 0.01658 -0.0891 0.4249 1.0000
5.750 1.1099 0.02983 0.01728 -0.0889 0.4202 1.0000
6.000 1.1334 0.03077 0.01838 -0.0886 0.4150 1.0000
6.250 1.1567 0.03172 0.01950 -0.0883 0.4100 1.0000
6.500 1.1816 0.03252 0.02040 -0.0881 0.4059 1.0000
6.750 1.2052 0.03346 0.02153 -0.0878 0.4018 1.0000
7.000 1.2253 0.03470 0.02305 -0.0873 0.3966 1.0000
7.250 1.2482 0.03565 0.02417 -0.0869 0.3922 1.0000
7.500 1.2717 0.03638 0.02503 -0.0863 0.3869 1.0000
7.750 1.2909 0.03690 0.02576 -0.0852 0.3763 1.0000
8.000 1.3091 0.03721 0.02622 -0.0838 0.3638 1.0000
8.250 1.3276 0.03743 0.02656 -0.0823 0.3517 1.0000
8.500 1.3441 0.03736 0.02659 -0.0805 0.3362 1.0000
8.750 1.3611 0.03769 0.02705 -0.0790 0.3248 1.0000
9.000 1.3774 0.03796 0.02748 -0.0773 0.3132 1.0000
9.250 1.3885 0.03888 0.02869 -0.0755 0.3022 1.0000
9.500 1.3998 0.03990 0.02998 -0.0738 0.2931 1.0000
9.750 1.4054 0.04078 0.03105 -0.0714 0.2783 1.0000
10.000 1.4089 0.04198 0.03244 -0.0690 0.2644 1.0000
10.250 1.4098 0.04336 0.03401 -0.0664 0.2527 1.0000
10.500 1.4068 0.04543 0.03635 -0.0641 0.2421 1.0000
10.750 1.4007 0.04807 0.03925 -0.0624 0.2301 1.0000
11.000 1.3909 0.05148 0.04296 -0.0615 0.2165 1.0000
11.250 1.3784 0.05577 0.04752 -0.0615 0.2049 1.0000
11.500 1.3617 0.06116 0.05317 -0.0624 0.1954 1.0000
11.750 1.3321 0.06914 0.06143 -0.0648 0.1914 1.0000
12.000 1.2980 0.07834 0.07077 -0.0679 0.1896 1.0000
12.250 1.2674 0.08728 0.07984 -0.0708 0.1876 1.0000
12.500 1.2438 0.09500 0.08764 -0.0732 0.1800 1.0000
12.750 1.2227 0.10233 0.09505 -0.0755 0.1695 1.0000
13.000 1.2597 0.09609 0.08778 -0.0710 0.0921 1.0000
13.250 1.2444 0.10222 0.09396 -0.0728 0.0753 1.0000
13.500 1.2285 0.10845 0.10008 -0.0748 0.0612 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL (goe140-il)