GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.25 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe180-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe180-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3496 0.10401 0.09720 -0.0204 1.0000 0.1760
-7.750 -0.3522 0.10210 0.09539 -0.0205 1.0000 0.1828
-7.500 -0.3741 0.10269 0.09619 -0.0229 1.0000 0.1855
-7.250 -0.3490 0.09634 0.08978 -0.0192 1.0000 0.1935
-7.000 -0.3619 0.09561 0.08922 -0.0211 1.0000 0.2001
-6.750 -0.3513 0.09132 0.08498 -0.0188 1.0000 0.2067
-6.500 -0.3606 0.09041 0.08419 -0.0217 1.0000 0.2159
-6.250 -0.3492 0.08621 0.08005 -0.0180 1.0000 0.2263
-5.750 -0.3542 0.08196 0.07599 -0.0203 1.0000 0.2483
-5.500 -0.3530 0.07996 0.07405 -0.0211 1.0000 0.2628
-5.250 -0.3454 0.07624 0.07040 -0.0162 1.0000 0.2753
-5.000 -0.3436 0.07390 0.06812 -0.0161 1.0000 0.2919
-4.750 -0.3409 0.07131 0.06560 -0.0156 1.0000 0.3095
-4.500 -0.3366 0.06836 0.06271 -0.0121 1.0000 0.3271
-4.250 -0.3338 0.06625 0.06066 -0.0113 1.0000 0.3553
-3.750 -0.3317 0.06136 0.05598 -0.0013 1.0000 0.4199
-3.000 -0.3427 0.05531 0.05031 0.0210 1.0000 0.5634
-2.750 -0.3474 0.05335 0.04845 0.0286 1.0000 0.6124
-2.500 -0.3498 0.05121 0.04641 0.0357 1.0000 0.6567
-2.250 -0.0942 0.03941 0.03159 -0.0528 1.0000 0.2029
-2.000 -0.0620 0.03705 0.02877 -0.0552 1.0000 0.1809
-1.750 -0.0312 0.03532 0.02647 -0.0572 1.0000 0.1677
-1.500 -0.0073 0.03416 0.02503 -0.0583 1.0000 0.1630
-1.250 0.0446 0.03273 0.02309 -0.0638 0.9913 0.1619
-1.000 0.1054 0.03155 0.02140 -0.0704 0.9770 0.1677
-0.750 0.1622 0.03043 0.01994 -0.0761 0.9626 0.1735
-0.500 0.2161 0.02960 0.01889 -0.0808 0.9482 0.1885
-0.250 0.2673 0.02876 0.01811 -0.0851 0.9340 0.2287
0.000 0.3083 0.02516 0.01673 -0.0862 0.9222 1.0000
0.250 0.3543 0.02567 0.01659 -0.0897 0.9064 1.0000
0.500 0.3964 0.02617 0.01674 -0.0927 0.8912 1.0000
0.750 0.4356 0.02668 0.01699 -0.0952 0.8765 1.0000
1.000 0.4724 0.02720 0.01732 -0.0972 0.8627 1.0000
1.250 0.5083 0.02774 0.01770 -0.0990 0.8498 1.0000
1.500 0.5450 0.02819 0.01803 -0.1007 0.8379 1.0000
1.750 0.5826 0.02856 0.01830 -0.1023 0.8267 1.0000
2.000 0.6089 0.02926 0.01894 -0.1024 0.8134 1.0000
2.250 0.6393 0.02966 0.01929 -0.1026 0.7993 1.0000
2.500 0.6731 0.02972 0.01929 -0.1027 0.7841 1.0000
2.750 0.7065 0.02966 0.01921 -0.1025 0.7688 1.0000
3.000 0.7367 0.02979 0.01932 -0.1020 0.7540 1.0000
3.250 0.7634 0.03022 0.01975 -0.1014 0.7402 1.0000
3.500 0.7897 0.03069 0.02024 -0.1008 0.7267 1.0000
3.750 0.8164 0.03115 0.02075 -0.1001 0.7133 1.0000
4.000 0.8435 0.03155 0.02119 -0.0993 0.6996 1.0000
4.250 0.8707 0.03192 0.02161 -0.0985 0.6854 1.0000
4.500 0.8973 0.03232 0.02209 -0.0975 0.6706 1.0000
4.750 0.9231 0.03274 0.02258 -0.0963 0.6546 1.0000
5.000 0.9488 0.03316 0.02307 -0.0950 0.6377 1.0000
5.250 0.9754 0.03351 0.02350 -0.0937 0.6203 1.0000
5.500 1.0047 0.03358 0.02363 -0.0924 0.6022 1.0000
5.750 1.0280 0.03402 0.02413 -0.0905 0.5808 1.0000
6.000 1.0533 0.03421 0.02435 -0.0886 0.5586 1.0000
6.250 1.0816 0.03421 0.02436 -0.0869 0.5378 1.0000
6.500 1.0996 0.03522 0.02550 -0.0851 0.5160 1.0000
6.750 1.1238 0.03586 0.02619 -0.0836 0.4970 1.0000
7.000 1.1483 0.03657 0.02696 -0.0823 0.4795 1.0000
7.250 1.1716 0.03741 0.02791 -0.0810 0.4624 1.0000
7.500 1.1875 0.03884 0.02953 -0.0793 0.4449 1.0000
7.750 1.2053 0.04012 0.03099 -0.0777 0.4285 1.0000
8.000 1.2239 0.04145 0.03249 -0.0763 0.4134 1.0000
8.250 1.2439 0.04281 0.03405 -0.0750 0.4000 1.0000
8.500 1.2681 0.04385 0.03522 -0.0739 0.3873 1.0000
8.750 1.2771 0.04616 0.03784 -0.0721 0.3746 1.0000
9.000 1.2802 0.04908 0.04107 -0.0700 0.3630 1.0000
9.250 1.3251 0.04656 0.03846 -0.0689 0.3432 1.0000
9.500 1.3480 0.04337 0.03521 -0.0656 0.3108 1.0000
9.750 1.3665 0.04161 0.03331 -0.0627 0.2818 1.0000
10.000 1.3775 0.04143 0.03304 -0.0596 0.2532 1.0000
10.250 1.3765 0.04242 0.03392 -0.0555 0.2186 1.0000
10.500 1.3667 0.04445 0.03569 -0.0506 0.1814 1.0000
10.750 1.3576 0.04663 0.03767 -0.0463 0.1555 1.0000
11.000 1.3498 0.04911 0.04021 -0.0425 0.1390 1.0000
11.250 1.3503 0.05177 0.04283 -0.0397 0.1256 1.0000
11.500 1.3614 0.05475 0.04572 -0.0380 0.1145 1.0000
11.750 1.3601 0.05798 0.04926 -0.0357 0.1079 1.0000
12.000 1.3676 0.06116 0.05245 -0.0342 0.1014 1.0000
12.250 1.3569 0.06503 0.05672 -0.0322 0.0987 1.0000
12.500 1.3480 0.06908 0.06107 -0.0308 0.0962 1.0000
12.750 1.3375 0.07348 0.06573 -0.0299 0.0946 1.0000
13.000 1.3225 0.07840 0.07091 -0.0296 0.0937 1.0000
13.250 1.2934 0.08488 0.07771 -0.0309 0.0944 1.0000
13.500 1.2462 0.09447 0.08766 -0.0355 0.0975 1.0000
13.750 1.2076 0.10465 0.09803 -0.0408 0.1003 1.0000
14.000 1.1769 0.11471 0.10818 -0.0461 0.1022 1.0000
14.250 1.0492 0.15538 0.14858 -0.0736 0.1284 1.0000
14.500 1.0395 0.16377 0.15689 -0.0778 0.1286 1.0000
14.750 1.0341 0.17127 0.16435 -0.0814 0.1288 1.0000
15.000 1.0351 0.17776 0.17084 -0.0839 0.1294 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 180 (MVA H.26) AIRFOIL (goe180-il)