GOE 164 (MVA MK.10) AIRFOIL (goe164-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 164 (MVA MK.10) AIRFOIL (goe164-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.3 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe164-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe164-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 164 (MVA MK.10) 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 -0.2737 0.11371 0.10722 -0.0247 1.0000 0.1530
-7.750 -0.2888 0.11448 0.10815 -0.0239 1.0000 0.1549
-7.500 -0.3083 0.11591 0.10978 -0.0233 1.0000 0.1556
-7.250 -0.2774 0.10699 0.10081 -0.0214 1.0000 0.1602
-7.000 -0.2790 0.10500 0.09890 -0.0197 1.0000 0.1644
-6.750 -0.2894 0.10440 0.09845 -0.0185 1.0000 0.1681
-6.500 -0.3036 0.10534 0.09958 -0.0200 1.0000 0.1701
-6.250 -0.2966 0.10039 0.09468 -0.0169 1.0000 0.1730
-6.000 -0.2943 0.09764 0.09200 -0.0147 1.0000 0.1777
-5.750 -0.2998 0.09648 0.09096 -0.0144 1.0000 0.1824
-5.500 -0.3077 0.09770 0.09229 -0.0197 1.0000 0.1853
-5.250 -0.3062 0.09293 0.08761 -0.0146 1.0000 0.1876
-5.000 -0.3052 0.09031 0.08505 -0.0123 1.0000 0.1914
-4.750 -0.3039 0.08857 0.08337 -0.0131 1.0000 0.1966
-4.500 -0.2958 0.08725 0.08209 -0.0192 1.0000 0.2009
-4.250 -0.2944 0.08383 0.07874 -0.0157 1.0000 0.2037
-4.000 -0.2874 0.08139 0.07633 -0.0160 1.0000 0.2091
-3.750 -0.2677 0.07918 0.07408 -0.0232 1.0000 0.2160
-3.500 -0.2628 0.07614 0.07107 -0.0208 1.0000 0.2206
-3.250 -0.2396 0.07362 0.06851 -0.0269 1.0000 0.2314
-3.000 -0.2131 0.07137 0.06619 -0.0327 1.0000 0.2449
-2.750 -0.2069 0.06814 0.06302 -0.0302 1.0000 0.2497
-2.500 -0.1778 0.06544 0.06025 -0.0359 1.0000 0.2620
-2.250 -0.1492 0.06292 0.05765 -0.0407 1.0000 0.2761
-2.000 -0.1302 0.06044 0.05516 -0.0421 1.0000 0.2931
-1.750 0.0235 0.04891 0.04229 -0.0783 0.9959 0.1684
-1.500 0.1148 0.04413 0.03688 -0.0929 0.9835 0.1769
-1.250 0.1946 0.04086 0.03292 -0.1041 0.9699 0.2043
-1.000 0.2615 0.03879 0.03029 -0.1119 0.9566 0.2596
-0.750 0.3106 0.03772 0.02916 -0.1160 0.9431 0.3278
-0.500 0.3555 0.03709 0.02842 -0.1195 0.9288 0.3877
-0.250 0.4047 0.03641 0.02742 -0.1240 0.9139 0.4110
0.000 0.4523 0.03590 0.02661 -0.1280 0.8984 0.4220
0.250 0.4977 0.03545 0.02589 -0.1313 0.8828 0.4353
0.500 0.5433 0.03497 0.02519 -0.1343 0.8671 0.4453
0.750 0.5887 0.03445 0.02450 -0.1371 0.8515 0.4589
1.000 0.6335 0.03382 0.02379 -0.1394 0.8361 0.4766
1.250 0.6793 0.03307 0.02301 -0.1416 0.8209 0.4963
1.500 0.7251 0.03218 0.02224 -0.1436 0.8061 0.5282
1.750 0.7666 0.03120 0.02160 -0.1448 0.7910 0.5845
2.000 0.8031 0.03005 0.02095 -0.1448 0.7749 1.0000
2.250 0.8458 0.02988 0.02038 -0.1459 0.7584 1.0000
2.500 0.8838 0.02982 0.02003 -0.1463 0.7418 1.0000
2.750 0.9193 0.02984 0.01987 -0.1464 0.7252 1.0000
3.000 0.9455 0.03031 0.02025 -0.1454 0.7065 1.0000
3.250 0.9710 0.03079 0.02063 -0.1442 0.6881 1.0000
3.500 0.9983 0.03115 0.02091 -0.1433 0.6711 1.0000
3.750 1.0254 0.03150 0.02119 -0.1423 0.6549 1.0000
4.000 1.0521 0.03183 0.02149 -0.1413 0.6389 1.0000
4.250 1.0783 0.03214 0.02175 -0.1401 0.6232 1.0000
4.500 1.1034 0.03255 0.02213 -0.1390 0.6082 1.0000
4.750 1.1273 0.03311 0.02272 -0.1378 0.5940 1.0000
5.000 1.1501 0.03391 0.02355 -0.1367 0.5813 1.0000
5.250 1.1753 0.03461 0.02427 -0.1359 0.5699 1.0000
5.500 1.2035 0.03509 0.02475 -0.1353 0.5586 1.0000
5.750 1.2201 0.03640 0.02622 -0.1338 0.5459 1.0000
6.000 1.2375 0.03768 0.02762 -0.1323 0.5336 1.0000
6.250 1.2574 0.03881 0.02884 -0.1310 0.5217 1.0000
6.500 1.2825 0.03949 0.02959 -0.1300 0.5098 1.0000
6.750 1.3117 0.03984 0.02998 -0.1293 0.4978 1.0000
7.000 1.3243 0.04144 0.03177 -0.1273 0.4848 1.0000
7.250 1.3352 0.04327 0.03379 -0.1253 0.4725 1.0000
7.500 1.3498 0.04487 0.03554 -0.1235 0.4611 1.0000
7.750 1.3782 0.04541 0.03618 -0.1229 0.4507 1.0000
8.000 1.3858 0.04765 0.03864 -0.1207 0.4403 1.0000
8.250 1.3833 0.05092 0.04215 -0.1180 0.4315 1.0000
8.500 1.4171 0.05124 0.04257 -0.1179 0.4234 1.0000
8.750 1.3728 0.05819 0.04981 -0.1130 0.4161 1.0000
9.000 1.4392 0.05554 0.04726 -0.1144 0.4076 1.0000
9.250 1.2095 0.08446 0.07596 -0.1107 0.4064 1.0000
9.500 1.0853 0.10676 0.09798 -0.1188 0.4150 1.0000
9.750 1.0723 0.11330 0.10457 -0.1204 0.4183 1.0000
10.000 1.0750 0.11829 0.10968 -0.1215 0.4211 1.0000
10.750 1.5711 0.05690 0.04994 -0.1002 0.3188 1.0000
11.000 1.5234 0.06408 0.05745 -0.0952 0.3200 1.0000
11.250 1.4859 0.07040 0.06392 -0.0915 0.3188 1.0000
11.500 1.4797 0.07135 0.06503 -0.0879 0.3049 1.0000
11.750 1.4706 0.07278 0.06661 -0.0847 0.2914 1.0000
12.000 1.4357 0.08027 0.07419 -0.0841 0.2887 1.0000
12.250 1.5090 0.05933 0.05299 -0.0739 0.2043 1.0000
12.500 1.4854 0.06344 0.05696 -0.0723 0.1829 1.0000
12.750 1.4636 0.06795 0.06103 -0.0711 0.1600 1.0000
13.000 1.4421 0.07362 0.06669 -0.0709 0.1438 1.0000
13.250 1.4239 0.07920 0.07227 -0.0711 0.1305 1.0000
13.500 1.4101 0.08430 0.07731 -0.0715 0.1200 1.0000
13.750 1.3976 0.08963 0.08277 -0.0722 0.1119 1.0000
14.000 1.3892 0.09422 0.08730 -0.0726 0.1049 1.0000
14.250 1.3877 0.09737 0.09021 -0.0722 0.0974 1.0000
14.500 1.3812 0.10219 0.09523 -0.0726 0.0929 1.0000
14.750 1.3980 0.10286 0.09563 -0.0691 0.0856 1.0000
15.000 1.3902 0.10838 0.10149 -0.0702 0.0841 1.0000
15.250 1.3783 0.11471 0.10813 -0.0722 0.0831 1.0000
15.500 1.3606 0.12233 0.11604 -0.0756 0.0831 1.0000
15.750 1.3369 0.13164 0.12562 -0.0808 0.0838 1.0000
16.000 1.3094 0.14260 0.13678 -0.0874 0.0851 1.0000
16.250 1.2836 0.15417 0.14846 -0.0945 0.0864 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 164 (MVA MK.10) AIRFOIL (goe164-il)