GOE 142 (MVA H.19) AIRFOIL (goe142-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 142 (MVA H.19) AIRFOIL (goe142-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.12 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe142-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe142-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 142 (MVA H.19) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3980 0.10788 0.10113 -0.0097 1.0000 0.1220
-7.750 -0.4032 0.10724 0.10062 -0.0131 1.0000 0.1244
-7.500 -0.3956 0.10295 0.09640 -0.0137 1.0000 0.1266
-7.250 -0.3838 0.09859 0.09206 -0.0124 1.0000 0.1323
-7.000 -0.3808 0.09665 0.09020 -0.0163 1.0000 0.1375
-6.750 -0.3752 0.09371 0.08734 -0.0199 1.0000 0.1403
-6.500 -0.3643 0.08940 0.08303 -0.0174 1.0000 0.1468
-6.250 -0.3579 0.08878 0.08243 -0.0271 1.0000 0.1532
-6.000 -0.3488 0.08317 0.07692 -0.0209 1.0000 0.1589
-5.750 -0.3392 0.08151 0.07528 -0.0281 1.0000 0.1677
-5.500 -0.3315 0.07707 0.07093 -0.0235 1.0000 0.1754
-5.250 -0.3225 0.07403 0.06793 -0.0252 1.0000 0.1855
-5.000 -0.3129 0.07106 0.06500 -0.0262 1.0000 0.1989
-4.750 -0.3037 0.06802 0.06202 -0.0259 1.0000 0.2146
-4.500 -0.2900 0.06584 0.05979 -0.0295 1.0000 0.2384
-4.250 -0.2838 0.06223 0.05629 -0.0262 1.0000 0.2554
-4.000 -0.2736 0.05947 0.05356 -0.0260 1.0000 0.2825
-3.750 -0.2665 0.05656 0.05071 -0.0235 1.0000 0.3124
-3.500 -0.2616 0.05392 0.04815 -0.0204 1.0000 0.3545
-3.250 -0.2612 0.05132 0.04570 -0.0146 1.0000 0.4021
-3.000 -0.2636 0.04886 0.04339 -0.0077 1.0000 0.4584
-2.750 -0.2664 0.04645 0.04113 -0.0005 1.0000 0.5142
-2.500 -0.2695 0.04411 0.03893 0.0070 1.0000 0.5698
-2.250 -0.2717 0.04173 0.03668 0.0146 1.0000 0.6183
-2.000 -0.2657 0.03923 0.03425 0.0186 1.0000 0.6572
-1.750 -0.0049 0.03337 0.02512 -0.0527 1.0000 0.2068
-1.500 0.0293 0.03119 0.02247 -0.0542 1.0000 0.1884
-1.250 0.0631 0.02934 0.02007 -0.0552 1.0000 0.1730
-1.000 0.0953 0.02803 0.01814 -0.0557 1.0000 0.1668
-0.750 0.1228 0.02674 0.01672 -0.0563 1.0000 0.1775
-0.500 0.1518 0.02588 0.01541 -0.0566 1.0000 0.1815
-0.250 0.1778 0.02500 0.01443 -0.0567 1.0000 0.1922
0.000 0.2042 0.02448 0.01373 -0.0569 1.0000 0.2120
0.250 0.2306 0.02401 0.01321 -0.0571 1.0000 0.2302
0.500 0.2571 0.02363 0.01296 -0.0578 1.0000 0.2714
0.750 0.2882 0.02119 0.01266 -0.0587 1.0000 0.7933
1.000 0.3053 0.02207 0.01284 -0.0582 0.9966 1.0000
1.250 0.3729 0.02305 0.01326 -0.0668 0.9735 1.0000
1.500 0.4339 0.02379 0.01374 -0.0739 0.9486 1.0000
1.750 0.4923 0.02429 0.01410 -0.0800 0.9233 1.0000
2.000 0.5529 0.02447 0.01423 -0.0857 0.8990 1.0000
2.250 0.6021 0.02451 0.01426 -0.0889 0.8729 1.0000
2.500 0.6443 0.02445 0.01421 -0.0904 0.8466 1.0000
2.750 0.6825 0.02432 0.01410 -0.0907 0.8206 1.0000
3.000 0.7174 0.02415 0.01397 -0.0902 0.7948 1.0000
3.250 0.7497 0.02395 0.01377 -0.0890 0.7693 1.0000
3.500 0.7798 0.02378 0.01359 -0.0874 0.7439 1.0000
3.750 0.8058 0.02387 0.01372 -0.0854 0.7166 1.0000
4.000 0.8311 0.02406 0.01389 -0.0835 0.6893 1.0000
4.250 0.8558 0.02436 0.01417 -0.0816 0.6621 1.0000
4.500 0.8802 0.02476 0.01455 -0.0799 0.6355 1.0000
4.750 0.9045 0.02524 0.01502 -0.0782 0.6096 1.0000
5.000 0.9293 0.02575 0.01556 -0.0766 0.5852 1.0000
5.250 0.9535 0.02640 0.01620 -0.0752 0.5610 1.0000
5.500 0.9766 0.02727 0.01714 -0.0740 0.5370 1.0000
5.750 1.0016 0.02798 0.01782 -0.0726 0.5159 1.0000
6.000 1.0238 0.02907 0.01911 -0.0715 0.4936 1.0000
6.250 1.0488 0.02991 0.01995 -0.0703 0.4743 1.0000
6.500 1.0699 0.03123 0.02149 -0.0693 0.4537 1.0000
6.750 1.0930 0.03234 0.02271 -0.0682 0.4348 1.0000
7.000 1.1166 0.03343 0.02387 -0.0670 0.4165 1.0000
7.250 1.1360 0.03497 0.02576 -0.0658 0.3971 1.0000
7.500 1.1587 0.03600 0.02689 -0.0644 0.3773 1.0000
7.750 1.1781 0.03723 0.02833 -0.0628 0.3555 1.0000
8.000 1.1997 0.03769 0.02882 -0.0609 0.3295 1.0000
8.250 1.2180 0.03789 0.02906 -0.0586 0.2978 1.0000
8.500 1.2358 0.03762 0.02866 -0.0560 0.2599 1.0000
8.750 1.2460 0.03812 0.02906 -0.0529 0.2154 1.0000
9.000 1.2547 0.03984 0.03059 -0.0497 0.1735 1.0000
9.250 1.2640 0.04189 0.03253 -0.0472 0.1444 1.0000
9.500 1.2807 0.04463 0.03500 -0.0455 0.1259 1.0000
9.750 1.2928 0.04753 0.03805 -0.0437 0.1127 1.0000
10.000 1.2982 0.05106 0.04219 -0.0414 0.1047 1.0000
10.250 1.3111 0.05509 0.04633 -0.0400 0.0993 1.0000
10.500 1.3067 0.05978 0.05167 -0.0376 0.0972 1.0000
10.750 1.2971 0.06447 0.05687 -0.0354 0.0957 1.0000
11.000 1.2820 0.06922 0.06201 -0.0334 0.0949 1.0000
11.250 1.2598 0.07398 0.06707 -0.0316 0.0953 1.0000
11.500 1.2341 0.07926 0.07259 -0.0310 0.0963 1.0000
11.750 1.2081 0.08533 0.07882 -0.0322 0.0976 1.0000
12.000 1.1837 0.09214 0.08575 -0.0347 0.0988 1.0000
12.250 1.1620 0.09957 0.09326 -0.0381 0.0997 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 142 (MVA H.19) AIRFOIL (goe142-il)