GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 55.26 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe180-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe180-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3540 0.10745 0.10241 -0.0246 1.0000 0.0771
-8.500 -0.3653 0.10699 0.10207 -0.0280 1.0000 0.0783
-8.250 -0.3780 0.10625 0.10147 -0.0309 1.0000 0.0787
-8.000 -0.3715 0.10070 0.09596 -0.0293 1.0000 0.0798
-7.750 -0.3470 0.09524 0.09045 -0.0257 1.0000 0.0828
-7.500 -0.3452 0.09267 0.08794 -0.0249 1.0000 0.0851
-7.250 -0.3478 0.09040 0.08575 -0.0244 1.0000 0.0874
-7.000 -0.3499 0.08805 0.08348 -0.0259 1.0000 0.0903
-6.750 -0.3557 0.08683 0.08232 -0.0352 1.0000 0.0931
-6.500 -0.3547 0.08297 0.07849 -0.0378 1.0000 0.0942
-6.250 -0.3504 0.07918 0.07479 -0.0308 1.0000 0.0961
-6.000 -0.3463 0.07672 0.07238 -0.0279 1.0000 0.0994
-5.750 -0.3424 0.07421 0.06989 -0.0287 1.0000 0.1041
-5.500 -0.3311 0.07070 0.06622 -0.0383 1.0000 0.1096
-5.250 -0.3286 0.06762 0.06327 -0.0338 1.0000 0.1115
-5.000 -0.3219 0.06515 0.06083 -0.0320 1.0000 0.1149
-4.750 -0.2982 0.06176 0.05715 -0.0406 1.0000 0.1249
-4.500 -0.2931 0.05869 0.05421 -0.0374 1.0000 0.1270
-4.250 -0.2718 0.05683 0.05214 -0.0406 1.0000 0.1385
-4.000 -0.2628 0.05327 0.04865 -0.0397 1.0000 0.1425
-3.750 -0.2419 0.05101 0.04621 -0.0424 1.0000 0.1563
-3.500 -0.1992 0.04742 0.04250 -0.0480 0.9942 0.1721
-3.250 -0.1551 0.04394 0.03896 -0.0532 0.9863 0.1895
-3.000 -0.1085 0.04106 0.03592 -0.0589 0.9774 0.2193
-2.500 0.0261 0.02932 0.02199 -0.0748 0.9642 0.1072
-2.250 0.0764 0.02630 0.01861 -0.0792 0.9560 0.1012
-2.000 0.1276 0.02419 0.01603 -0.0834 0.9469 0.1007
-1.750 0.1753 0.02237 0.01381 -0.0866 0.9355 0.0989
-1.500 0.2240 0.02088 0.01211 -0.0900 0.9248 0.1005
-1.250 0.2775 0.01952 0.01060 -0.0941 0.9170 0.1065
-1.000 0.3210 0.01829 0.00946 -0.0965 0.9031 0.1163
-0.750 0.3621 0.01718 0.00842 -0.0982 0.8879 0.1306
-0.500 0.3996 0.01565 0.00744 -0.0993 0.8717 0.2431
-0.250 0.4322 0.01347 0.00697 -0.0988 0.8518 1.0000
0.000 0.4636 0.01343 0.00663 -0.0987 0.8301 1.0000
0.250 0.4940 0.01343 0.00636 -0.0984 0.8103 1.0000
0.500 0.5211 0.01354 0.00626 -0.0978 0.7888 1.0000
0.750 0.5489 0.01364 0.00615 -0.0972 0.7702 1.0000
1.000 0.5765 0.01376 0.00606 -0.0966 0.7526 1.0000
1.250 0.6038 0.01393 0.00602 -0.0961 0.7360 1.0000
1.500 0.6303 0.01416 0.00609 -0.0955 0.7197 1.0000
1.750 0.6570 0.01440 0.00618 -0.0949 0.7046 1.0000
2.000 0.6836 0.01465 0.00629 -0.0944 0.6901 1.0000
2.250 0.7100 0.01492 0.00643 -0.0938 0.6760 1.0000
2.500 0.7361 0.01522 0.00666 -0.0933 0.6625 1.0000
2.750 0.7623 0.01557 0.00696 -0.0929 0.6508 1.0000
3.000 0.7889 0.01592 0.00725 -0.0926 0.6401 1.0000
3.250 0.8160 0.01626 0.00751 -0.0922 0.6299 1.0000
3.500 0.8416 0.01662 0.00787 -0.0918 0.6181 1.0000
3.750 0.8673 0.01698 0.00824 -0.0913 0.6063 1.0000
4.000 0.8931 0.01734 0.00857 -0.0907 0.5946 1.0000
4.250 0.9192 0.01769 0.00889 -0.0902 0.5825 1.0000
4.500 0.9449 0.01800 0.00916 -0.0895 0.5691 1.0000
4.750 0.9699 0.01831 0.00945 -0.0887 0.5545 1.0000
5.000 0.9946 0.01862 0.00977 -0.0879 0.5393 1.0000
5.250 1.0192 0.01894 0.01008 -0.0871 0.5239 1.0000
5.500 1.0433 0.01926 0.01043 -0.0862 0.5077 1.0000
5.750 1.0669 0.01959 0.01082 -0.0852 0.4907 1.0000
6.000 1.0901 0.01992 0.01123 -0.0842 0.4724 1.0000
6.250 1.1133 0.02025 0.01159 -0.0832 0.4535 1.0000
6.500 1.1368 0.02059 0.01192 -0.0822 0.4349 1.0000
6.750 1.1599 0.02099 0.01234 -0.0811 0.4163 1.0000
7.000 1.1817 0.02143 0.01288 -0.0800 0.3964 1.0000
7.250 1.2040 0.02188 0.01338 -0.0789 0.3782 1.0000
7.500 1.2264 0.02236 0.01388 -0.0778 0.3611 1.0000
7.750 1.2487 0.02290 0.01446 -0.0768 0.3449 1.0000
8.000 1.2692 0.02337 0.01497 -0.0755 0.3266 1.0000
8.250 1.2867 0.02369 0.01532 -0.0737 0.3044 1.0000
8.500 1.3029 0.02416 0.01573 -0.0719 0.2819 1.0000
8.750 1.3196 0.02486 0.01644 -0.0703 0.2624 1.0000
9.000 1.3359 0.02566 0.01726 -0.0687 0.2446 1.0000
9.250 1.3502 0.02647 0.01811 -0.0669 0.2261 1.0000
9.500 1.3620 0.02717 0.01902 -0.0647 0.2043 1.0000
9.750 1.3700 0.02792 0.01993 -0.0620 0.1712 1.0000
10.000 1.3654 0.02994 0.02156 -0.0581 0.1157 1.0000
10.250 1.3587 0.03230 0.02372 -0.0538 0.0869 1.0000
10.500 1.3566 0.03438 0.02574 -0.0503 0.0746 1.0000
10.750 1.3532 0.03662 0.02795 -0.0473 0.0685 1.0000
11.000 1.3520 0.03888 0.03031 -0.0446 0.0640 1.0000
11.250 1.3506 0.04127 0.03276 -0.0424 0.0603 1.0000
11.500 1.3462 0.04411 0.03553 -0.0403 0.0574 1.0000
11.750 1.3499 0.04643 0.03804 -0.0386 0.0547 1.0000
12.000 1.3546 0.04881 0.04053 -0.0370 0.0525 1.0000
12.250 1.3620 0.05113 0.04291 -0.0354 0.0506 1.0000
12.500 1.3751 0.05342 0.04518 -0.0337 0.0488 1.0000
12.750 1.3950 0.05638 0.04821 -0.0322 0.0469 1.0000
13.000 1.3957 0.05929 0.05143 -0.0309 0.0459 1.0000
13.250 1.3942 0.06253 0.05496 -0.0299 0.0449 1.0000
13.500 1.3908 0.06611 0.05882 -0.0291 0.0442 1.0000
13.750 1.3850 0.07010 0.06309 -0.0285 0.0438 1.0000
14.000 1.3752 0.07456 0.06785 -0.0285 0.0437 1.0000
14.250 1.3618 0.07949 0.07306 -0.0291 0.0437 1.0000
14.500 1.3451 0.08499 0.07884 -0.0304 0.0438 1.0000
14.750 1.3255 0.09107 0.08520 -0.0324 0.0440 1.0000
15.000 1.3038 0.09778 0.09216 -0.0354 0.0443 1.0000
15.250 1.2800 0.10517 0.09979 -0.0391 0.0446 1.0000
15.500 1.2548 0.11339 0.10823 -0.0438 0.0450 1.0000
15.750 1.2285 0.12251 0.11753 -0.0495 0.0456 1.0000
16.000 1.2012 0.13261 0.12780 -0.0560 0.0461 1.0000
16.250 1.1750 0.14346 0.13875 -0.0630 0.0468 1.0000
16.500 1.0823 0.18205 0.17735 -0.0876 0.0570 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il)