GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.56 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe182-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe182-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 182 (MVA H.27) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2998 0.10273 0.09796 -0.0182 1.0000 0.0825
-8.000 -0.3080 0.10236 0.09770 -0.0221 1.0000 0.0844
-7.750 -0.3152 0.10207 0.09753 -0.0293 1.0000 0.0850
-7.500 -0.3009 0.09549 0.09097 -0.0234 1.0000 0.0864
-7.250 -0.2874 0.09174 0.08723 -0.0211 1.0000 0.0886
-7.000 -0.2820 0.08920 0.08475 -0.0208 1.0000 0.0912
-6.750 -0.2799 0.08701 0.08264 -0.0216 1.0000 0.0946
-6.500 -0.2835 0.08665 0.08238 -0.0319 1.0000 0.0985
-6.250 -0.2812 0.08262 0.07843 -0.0292 1.0000 0.0999
-6.000 -0.2769 0.07985 0.07573 -0.0241 1.0000 0.1022
-5.750 -0.2758 0.07789 0.07386 -0.0225 1.0000 0.1050
-5.500 -0.2789 0.07632 0.07237 -0.0222 1.0000 0.1082
-5.000 -0.2665 0.07144 0.06755 -0.0299 0.9965 0.1148
-4.750 -0.2174 0.06733 0.06335 -0.0387 0.9870 0.1252
-4.500 -0.1736 0.06245 0.05842 -0.0457 0.9768 0.1328
-4.250 -0.1152 0.05743 0.05324 -0.0582 0.9654 0.1456
-4.000 -0.0560 0.05280 0.04843 -0.0693 0.9559 0.1602
-3.750 -0.0074 0.04903 0.04455 -0.0765 0.9433 0.1759
-3.500 0.0366 0.04567 0.04110 -0.0817 0.9301 0.1924
-3.250 0.0790 0.04250 0.03782 -0.0863 0.9152 0.2087
-3.000 0.1277 0.04071 0.03568 -0.0926 0.8980 0.2376
-2.750 0.1967 0.02970 0.02323 -0.1039 0.8845 0.1268
-2.500 0.2350 0.02564 0.01843 -0.1056 0.8671 0.1130
-2.250 0.2671 0.02342 0.01591 -0.1058 0.8480 0.1113
-2.000 0.2972 0.02176 0.01384 -0.1053 0.8262 0.1112
-1.750 0.3260 0.02050 0.01223 -0.1047 0.8044 0.1146
-1.500 0.3537 0.01961 0.01113 -0.1037 0.7833 0.1183
-1.250 0.3808 0.01885 0.01010 -0.1027 0.7601 0.1222
-1.000 0.4080 0.01821 0.00916 -0.1016 0.7385 0.1283
-0.750 0.4341 0.01784 0.00869 -0.1006 0.7164 0.1397
-0.500 0.4601 0.01736 0.00814 -0.0996 0.6934 0.1529
-0.250 0.4862 0.01693 0.00765 -0.0985 0.6716 0.1767
0.000 0.5116 0.01644 0.00729 -0.0976 0.6469 0.2226
0.250 0.5376 0.01560 0.00693 -0.0967 0.6240 0.3689
0.500 0.5649 0.01409 0.00660 -0.0957 0.5978 1.0000
0.750 0.5911 0.01435 0.00642 -0.0948 0.5730 1.0000
1.000 0.6171 0.01466 0.00636 -0.0940 0.5479 1.0000
1.250 0.6431 0.01505 0.00642 -0.0933 0.5246 1.0000
1.500 0.6691 0.01547 0.00655 -0.0927 0.5029 1.0000
1.750 0.6953 0.01591 0.00671 -0.0922 0.4845 1.0000
2.000 0.7217 0.01635 0.00693 -0.0917 0.4683 1.0000
2.250 0.7481 0.01679 0.00719 -0.0913 0.4541 1.0000
2.500 0.7746 0.01725 0.00749 -0.0909 0.4420 1.0000
2.750 0.8014 0.01773 0.00776 -0.0905 0.4325 1.0000
3.000 0.8280 0.01819 0.00817 -0.0902 0.4229 1.0000
3.250 0.8550 0.01872 0.00855 -0.0900 0.4159 1.0000
3.500 0.8816 0.01923 0.00906 -0.0897 0.4086 1.0000
3.750 0.9087 0.01978 0.00947 -0.0895 0.4034 1.0000
4.000 0.9351 0.02038 0.01011 -0.0893 0.3980 1.0000
4.250 0.9616 0.02097 0.01072 -0.0890 0.3931 1.0000
4.500 0.9885 0.02158 0.01127 -0.0888 0.3893 1.0000
4.750 1.0154 0.02228 0.01193 -0.0887 0.3861 1.0000
5.000 1.0408 0.02302 0.01283 -0.0884 0.3826 1.0000
5.250 1.0665 0.02376 0.01368 -0.0882 0.3792 1.0000
5.500 1.0924 0.02447 0.01445 -0.0880 0.3761 1.0000
5.750 1.1185 0.02521 0.01521 -0.0878 0.3735 1.0000
6.000 1.1449 0.02608 0.01607 -0.0876 0.3715 1.0000
6.250 1.1686 0.02710 0.01734 -0.0873 0.3695 1.0000
6.500 1.1919 0.02821 0.01868 -0.0870 0.3676 1.0000
6.750 1.2149 0.02938 0.02007 -0.0866 0.3659 1.0000
7.000 1.2375 0.03063 0.02154 -0.0863 0.3643 1.0000
7.250 1.2599 0.03189 0.02300 -0.0859 0.3626 1.0000
7.500 1.2825 0.03309 0.02437 -0.0855 0.3607 1.0000
7.750 1.3057 0.03424 0.02565 -0.0852 0.3589 1.0000
8.000 1.3306 0.03523 0.02671 -0.0849 0.3565 1.0000
8.250 1.3458 0.03700 0.02882 -0.0839 0.3530 1.0000
8.500 1.3620 0.03833 0.03042 -0.0829 0.3476 1.0000
8.750 1.3976 0.03738 0.02922 -0.0828 0.3408 1.0000
9.000 1.4075 0.03919 0.03149 -0.0814 0.3353 1.0000
9.250 1.4355 0.03880 0.03108 -0.0808 0.3279 1.0000
9.500 1.4547 0.03919 0.03163 -0.0796 0.3199 1.0000
9.750 1.4874 0.03743 0.02968 -0.0789 0.3072 1.0000
10.000 1.5134 0.03630 0.02850 -0.0779 0.2950 1.0000
10.250 1.5290 0.03628 0.02875 -0.0762 0.2844 1.0000
10.500 1.5494 0.03513 0.02765 -0.0745 0.2699 1.0000
10.750 1.5675 0.03299 0.02538 -0.0720 0.2480 1.0000
11.000 1.5660 0.03225 0.02496 -0.0678 0.2184 1.0000
11.250 1.5511 0.03348 0.02595 -0.0632 0.1275 1.0000
11.500 1.5267 0.03708 0.02925 -0.0589 0.1076 1.0000
11.750 1.5056 0.04106 0.03327 -0.0564 0.0965 1.0000
12.000 1.4841 0.04576 0.03806 -0.0555 0.0908 1.0000
12.250 1.4661 0.05081 0.04330 -0.0560 0.0855 1.0000
12.500 1.4452 0.05678 0.04943 -0.0575 0.0828 1.0000
12.750 1.4224 0.06347 0.05628 -0.0597 0.0813 1.0000
13.000 1.3989 0.07058 0.06353 -0.0621 0.0804 1.0000
13.250 1.3761 0.07761 0.07066 -0.0644 0.0793 1.0000
13.500 1.3583 0.08383 0.07697 -0.0662 0.0772 1.0000
13.750 1.3441 0.08941 0.08263 -0.0676 0.0744 1.0000
14.000 1.3333 0.09436 0.08761 -0.0687 0.0715 1.0000
14.250 1.3336 0.09667 0.08975 -0.0678 0.0676 1.0000
14.500 1.3409 0.09815 0.09129 -0.0664 0.0637 1.0000
14.750 1.3747 0.09346 0.08622 -0.0593 0.0573 1.0000
15.000 1.3877 0.09445 0.08735 -0.0572 0.0551 1.0000
15.250 1.4032 0.09513 0.08811 -0.0546 0.0530 1.0000
15.500 1.4153 0.09657 0.08960 -0.0527 0.0510 1.0000
15.750 1.4500 0.09568 0.08855 -0.0467 0.0477 1.0000
16.000 1.4413 0.10041 0.09353 -0.0482 0.0474 1.0000
16.250 1.4325 0.10542 0.09881 -0.0499 0.0471 1.0000
16.500 1.4227 0.11075 0.10439 -0.0519 0.0469 1.0000
16.750 1.4104 0.11663 0.11050 -0.0546 0.0469 1.0000
17.000 1.3962 0.12302 0.11713 -0.0578 0.0469 1.0000
17.250 1.3806 0.12992 0.12425 -0.0617 0.0471 1.0000
17.500 1.3636 0.13741 0.13195 -0.0662 0.0473 1.0000
17.750 1.3456 0.14548 0.14022 -0.0713 0.0475 1.0000
18.000 1.3275 0.15396 0.14885 -0.0767 0.0478 1.0000
18.250 1.2970 0.16606 0.16123 -0.0865 0.0487 1.0000
18.500 1.1921 0.20748 0.20281 -0.1152 0.0578 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il)