Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 164 (MVA MK.10) AIRFOIL (goe164-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 164 (MVA MK.10) AIRFOIL (goe164-il)