GOE 144 (MVA H.21) AIRFOIL (goe144-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 144 (MVA H.21) AIRFOIL (goe144-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 41.55 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe144-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe144-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 144 (MVA H.21) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3345 0.11063 0.10384 -0.0268 1.0000 0.0887
-8.250 -0.3408 0.10918 0.10251 -0.0275 1.0000 0.0892
-8.000 -0.3456 0.10731 0.10076 -0.0275 1.0000 0.0893
-7.750 -0.3304 0.10182 0.09528 -0.0259 1.0000 0.0912
-7.500 -0.3302 0.09913 0.09264 -0.0252 1.0000 0.0919
-7.250 -0.3330 0.09676 0.09038 -0.0247 1.0000 0.0919
-7.000 -0.3378 0.09462 0.08837 -0.0265 1.0000 0.0905
-6.750 -0.3352 0.08900 0.08277 -0.0278 1.0000 0.0627
-6.500 -0.3324 0.08583 0.07963 -0.0273 1.0000 0.0610
-6.250 -0.3302 0.08279 0.07665 -0.0280 1.0000 0.0602
-6.000 -0.3269 0.07965 0.07356 -0.0293 1.0000 0.0605
-5.750 -0.3215 0.07637 0.07031 -0.0312 1.0000 0.0612
-5.500 -0.3136 0.07277 0.06671 -0.0336 1.0000 0.0619
-5.250 -0.3032 0.06897 0.06290 -0.0360 1.0000 0.0620
-5.000 -0.2907 0.06509 0.05897 -0.0383 1.0000 0.0617
-4.750 -0.2749 0.06090 0.05469 -0.0412 1.0000 0.0617
-4.500 -0.2522 0.05575 0.04933 -0.0461 1.0000 0.0632
-4.250 -0.2389 0.05386 0.04744 -0.0458 1.0000 0.0676
-4.000 -0.2174 0.05026 0.04366 -0.0482 1.0000 0.0700
-3.750 -0.1914 0.04591 0.03901 -0.0516 1.0000 0.0714
-3.500 -0.1484 0.04085 0.03339 -0.0581 0.9953 0.0781
-3.250 -0.1048 0.03777 0.02988 -0.0631 0.9870 0.0834
-3.000 -0.0579 0.03297 0.02421 -0.0686 0.9795 0.0881
-2.750 -0.0168 0.03085 0.02170 -0.0720 0.9699 0.0940
-2.500 0.0231 0.02979 0.02033 -0.0749 0.9587 0.1080
-2.250 0.0638 0.02818 0.01825 -0.0777 0.9481 0.1203
-2.000 0.1059 0.02698 0.01665 -0.0805 0.9377 0.1354
-1.750 0.1448 0.02668 0.01618 -0.0829 0.9255 0.1592
-1.500 0.1824 0.02595 0.01519 -0.0848 0.9128 0.1743
-1.250 0.2207 0.02514 0.01408 -0.0867 0.9006 0.1851
-1.000 0.2599 0.02443 0.01315 -0.0886 0.8886 0.1937
-0.750 0.3003 0.02381 0.01233 -0.0906 0.8766 0.2040
-0.500 0.3373 0.02334 0.01176 -0.0920 0.8630 0.2189
-0.250 0.3720 0.02291 0.01123 -0.0930 0.8482 0.2338
0.000 0.4053 0.02250 0.01075 -0.0936 0.8329 0.2484
0.250 0.4377 0.02213 0.01035 -0.0942 0.8174 0.2651
0.500 0.4698 0.02176 0.01001 -0.0946 0.8021 0.2928
0.750 0.5020 0.02132 0.00966 -0.0952 0.7873 0.3259
1.000 0.5339 0.02076 0.00934 -0.0957 0.7730 0.3688
1.250 0.5698 0.01920 0.00905 -0.0965 0.7590 1.0000
1.500 0.6016 0.01930 0.00886 -0.0967 0.7444 1.0000
1.750 0.6326 0.01944 0.00879 -0.0967 0.7298 1.0000
2.000 0.6626 0.01963 0.00879 -0.0966 0.7150 1.0000
2.250 0.6916 0.01987 0.00887 -0.0964 0.6999 1.0000
2.500 0.7197 0.02014 0.00903 -0.0960 0.6842 1.0000
2.750 0.7469 0.02043 0.00921 -0.0955 0.6683 1.0000
3.000 0.7735 0.02075 0.00945 -0.0949 0.6524 1.0000
3.250 0.7995 0.02108 0.00975 -0.0942 0.6369 1.0000
3.500 0.8251 0.02145 0.01009 -0.0935 0.6220 1.0000
3.750 0.8503 0.02183 0.01047 -0.0928 0.6075 1.0000
4.000 0.8753 0.02223 0.01092 -0.0921 0.5934 1.0000
4.250 0.9001 0.02265 0.01139 -0.0914 0.5797 1.0000
4.500 0.9246 0.02308 0.01188 -0.0906 0.5660 1.0000
4.750 0.9490 0.02352 0.01240 -0.0898 0.5523 1.0000
5.000 0.9732 0.02399 0.01299 -0.0889 0.5388 1.0000
5.250 0.9972 0.02446 0.01357 -0.0881 0.5252 1.0000
5.500 1.0210 0.02496 0.01418 -0.0872 0.5113 1.0000
5.750 1.0440 0.02545 0.01480 -0.0861 0.4965 1.0000
6.000 1.0659 0.02591 0.01543 -0.0848 0.4796 1.0000
6.250 1.0870 0.02630 0.01593 -0.0833 0.4610 1.0000
6.500 1.1074 0.02665 0.01635 -0.0817 0.4412 1.0000
6.750 1.1254 0.02711 0.01697 -0.0798 0.4197 1.0000
7.000 1.1449 0.02757 0.01756 -0.0782 0.4007 1.0000
7.250 1.1603 0.02800 0.01816 -0.0759 0.3751 1.0000
7.500 1.1728 0.02843 0.01859 -0.0733 0.3439 1.0000
7.750 1.1863 0.02905 0.01927 -0.0710 0.3158 1.0000
8.000 1.1952 0.02986 0.01995 -0.0682 0.2789 1.0000
8.250 1.2065 0.03083 0.02094 -0.0659 0.2513 1.0000
8.500 1.2143 0.03206 0.02211 -0.0633 0.2155 1.0000
8.750 1.2209 0.03349 0.02349 -0.0608 0.1735 1.0000
9.000 1.2207 0.03539 0.02511 -0.0578 0.1276 1.0000
9.250 1.2175 0.03768 0.02717 -0.0547 0.0981 1.0000
9.500 1.2143 0.04016 0.02964 -0.0520 0.0663 1.0000
9.750 1.2097 0.04287 0.03225 -0.0497 0.0503 1.0000
10.000 1.2047 0.04574 0.03510 -0.0479 0.0450 1.0000
10.250 1.1982 0.04896 0.03836 -0.0465 0.0415 1.0000
10.500 1.1914 0.05243 0.04189 -0.0457 0.0394 1.0000
10.750 1.1864 0.05594 0.04560 -0.0453 0.0380 1.0000
11.000 1.1811 0.05971 0.04957 -0.0453 0.0370 1.0000
11.250 1.1757 0.06366 0.05372 -0.0456 0.0361 1.0000
11.500 1.1704 0.06773 0.05796 -0.0461 0.0353 1.0000
11.750 1.1652 0.07190 0.06229 -0.0467 0.0345 1.0000
12.000 1.1604 0.07607 0.06661 -0.0473 0.0338 1.0000
12.250 1.1558 0.08026 0.07092 -0.0480 0.0330 1.0000
12.500 1.1516 0.08439 0.07515 -0.0485 0.0322 1.0000
12.750 1.1506 0.08815 0.07904 -0.0488 0.0313 1.0000
13.000 1.1512 0.09180 0.08293 -0.0491 0.0305 1.0000
13.250 1.1514 0.09564 0.08700 -0.0496 0.0296 1.0000
13.500 1.1516 0.09960 0.09119 -0.0502 0.0290 1.0000
13.750 1.1510 0.10382 0.09564 -0.0511 0.0285 1.0000
14.000 1.1494 0.10839 0.10045 -0.0523 0.0282 1.0000
14.250 1.1458 0.11352 0.10583 -0.0540 0.0280 1.0000
14.500 1.1399 0.11933 0.11188 -0.0565 0.0280 1.0000
14.750 1.1319 0.12583 0.11861 -0.0597 0.0280 1.0000
15.000 1.1219 0.13308 0.12609 -0.0636 0.0281 1.0000
15.250 1.1101 0.14122 0.13445 -0.0683 0.0284 1.0000
15.500 1.0970 0.15030 0.14371 -0.0737 0.0287 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 144 (MVA H.21) AIRFOIL (goe144-il)