GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 68.57 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe182-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe182-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3028 0.09838 0.09498 -0.0196 1.0000 0.0489
-8.000 -0.3117 0.09707 0.09377 -0.0248 1.0000 0.0497
-7.750 -0.3107 0.09445 0.09121 -0.0303 1.0000 0.0499
-7.500 -0.3057 0.08960 0.08640 -0.0274 1.0000 0.0505
-7.250 -0.2956 0.08662 0.08344 -0.0241 1.0000 0.0514
-7.000 -0.2886 0.08432 0.08118 -0.0226 1.0000 0.0526
-6.750 -0.2853 0.08217 0.07910 -0.0222 1.0000 0.0540
-6.500 -0.2844 0.08002 0.07700 -0.0224 1.0000 0.0557
-6.250 -0.2853 0.07787 0.07491 -0.0234 1.0000 0.0576
-6.000 -0.2510 0.07177 0.06872 -0.0455 0.9956 0.0602
-5.750 -0.2327 0.06741 0.06441 -0.0435 0.9908 0.0614
-5.500 -0.1982 0.06403 0.06102 -0.0464 0.9844 0.0633
-5.250 -0.1508 0.05953 0.05643 -0.0563 0.9750 0.0690
-5.000 -0.0912 0.05156 0.04824 -0.0736 0.9651 0.0737
-4.750 -0.0571 0.04887 0.04553 -0.0762 0.9549 0.0760
-4.500 -0.0025 0.04229 0.03853 -0.0895 0.9371 0.0862
-4.250 0.0199 0.04048 0.03679 -0.0888 0.9158 0.0881
-4.000 0.0481 0.03838 0.03460 -0.0900 0.8935 0.0921
-3.750 0.0832 0.03449 0.03036 -0.0944 0.8680 0.1016
-3.500 0.1105 0.01617 0.01179 -0.0901 0.7940 0.1143
-3.250 0.1300 0.01509 0.01070 -0.0889 0.7737 0.1173
-3.000 0.1837 0.02089 0.01453 -0.1001 0.8004 0.0727
-2.750 0.2106 0.01936 0.01267 -0.0996 0.7777 0.0709
-2.500 0.2379 0.01802 0.01093 -0.0992 0.7566 0.0708
-2.250 0.2653 0.01738 0.00987 -0.0986 0.7368 0.0722
-2.000 0.2924 0.01608 0.00826 -0.0982 0.7182 0.0729
-1.750 0.3195 0.01516 0.00716 -0.0978 0.6996 0.0743
-1.500 0.3466 0.01456 0.00644 -0.0973 0.6809 0.0765
-1.250 0.3738 0.01411 0.00587 -0.0968 0.6619 0.0798
-1.000 0.4010 0.01381 0.00542 -0.0962 0.6426 0.0843
-0.750 0.4278 0.01321 0.00477 -0.0957 0.6230 0.0897
-0.500 0.4548 0.01291 0.00440 -0.0952 0.6014 0.0974
-0.250 0.4816 0.01266 0.00411 -0.0947 0.5795 0.1112
0.000 0.5084 0.01253 0.00398 -0.0943 0.5570 0.1374
0.250 0.5349 0.01227 0.00387 -0.0939 0.5336 0.2076
0.500 0.5607 0.01211 0.00390 -0.0935 0.5102 0.3086
0.750 0.5854 0.01176 0.00401 -0.0929 0.4860 0.5006
1.000 0.6144 0.01095 0.00393 -0.0927 0.4613 1.0000
1.250 0.6409 0.01123 0.00396 -0.0922 0.4383 1.0000
1.500 0.6672 0.01155 0.00402 -0.0918 0.4185 1.0000
1.750 0.6937 0.01186 0.00412 -0.0914 0.4014 1.0000
2.000 0.7200 0.01220 0.00426 -0.0910 0.3872 1.0000
2.250 0.7467 0.01250 0.00442 -0.0906 0.3750 1.0000
2.500 0.7733 0.01284 0.00462 -0.0903 0.3653 1.0000
2.750 0.7997 0.01321 0.00484 -0.0899 0.3573 1.0000
3.000 0.8266 0.01354 0.00509 -0.0896 0.3502 1.0000
3.250 0.8532 0.01388 0.00534 -0.0893 0.3442 1.0000
3.500 0.8798 0.01432 0.00565 -0.0890 0.3393 1.0000
3.750 0.9067 0.01462 0.00596 -0.0888 0.3346 1.0000
4.000 0.9335 0.01497 0.00626 -0.0885 0.3305 1.0000
4.250 0.9603 0.01537 0.00659 -0.0883 0.3271 1.0000
4.500 0.9871 0.01587 0.00702 -0.0880 0.3241 1.0000
4.750 1.0138 0.01620 0.00741 -0.0878 0.3212 1.0000
5.000 1.0405 0.01657 0.00780 -0.0876 0.3182 1.0000
5.250 1.0672 0.01696 0.00821 -0.0873 0.3155 1.0000
5.500 1.0939 0.01739 0.00864 -0.0871 0.3133 1.0000
5.750 1.1207 0.01787 0.00909 -0.0869 0.3111 1.0000
6.000 1.1474 0.01849 0.00968 -0.0868 0.3089 1.0000
6.250 1.1735 0.01887 0.01019 -0.0865 0.3070 1.0000
6.500 1.1996 0.01930 0.01073 -0.0862 0.3050 1.0000
6.750 1.2256 0.01977 0.01129 -0.0860 0.3030 1.0000
7.000 1.2515 0.02018 0.01178 -0.0857 0.3003 1.0000
7.250 1.2774 0.02057 0.01218 -0.0854 0.2971 1.0000
7.500 1.3035 0.02120 0.01275 -0.0852 0.2935 1.0000
7.750 1.3274 0.02147 0.01324 -0.0846 0.2902 1.0000
8.000 1.3520 0.02184 0.01376 -0.0842 0.2869 1.0000
8.250 1.3768 0.02209 0.01406 -0.0837 0.2826 1.0000
8.500 1.4013 0.02244 0.01437 -0.0833 0.2771 1.0000
8.750 1.4231 0.02244 0.01460 -0.0823 0.2703 1.0000
9.000 1.4470 0.02258 0.01467 -0.0818 0.2640 1.0000
9.250 1.4681 0.02271 0.01504 -0.0808 0.2574 1.0000
9.500 1.4899 0.02269 0.01504 -0.0799 0.2493 1.0000
9.750 1.5099 0.02275 0.01532 -0.0787 0.2405 1.0000
10.000 1.5290 0.02269 0.01540 -0.0774 0.2283 1.0000
10.250 1.5462 0.02255 0.01536 -0.0758 0.2028 1.0000
10.500 1.5389 0.02522 0.01732 -0.0722 0.0882 1.0000
10.750 1.5308 0.02810 0.01998 -0.0684 0.0599 1.0000
11.000 1.5257 0.03017 0.02220 -0.0647 0.0533 1.0000
11.250 1.5155 0.03274 0.02489 -0.0614 0.0496 1.0000
11.500 1.5051 0.03567 0.02797 -0.0591 0.0471 1.0000
11.750 1.4993 0.03864 0.03112 -0.0580 0.0448 1.0000
12.000 1.4904 0.04238 0.03501 -0.0578 0.0430 1.0000
12.250 1.4791 0.04679 0.03956 -0.0583 0.0418 1.0000
12.500 1.4655 0.05176 0.04466 -0.0593 0.0409 1.0000
12.750 1.4498 0.05711 0.05012 -0.0604 0.0401 1.0000
13.000 1.4334 0.06247 0.05555 -0.0612 0.0393 1.0000
13.250 1.4259 0.06675 0.05994 -0.0618 0.0384 1.0000
13.500 1.4200 0.07085 0.06416 -0.0624 0.0375 1.0000
13.750 1.4144 0.07484 0.06825 -0.0629 0.0365 1.0000
14.000 1.4097 0.07868 0.07217 -0.0633 0.0353 1.0000
14.250 1.4060 0.08237 0.07591 -0.0637 0.0342 1.0000
14.500 1.4037 0.08577 0.07933 -0.0638 0.0331 1.0000
14.750 1.4111 0.08642 0.07984 -0.0608 0.0316 1.0000
15.000 1.4128 0.08951 0.08307 -0.0610 0.0310 1.0000
15.250 1.4159 0.09226 0.08594 -0.0608 0.0303 1.0000
15.500 1.4194 0.09493 0.08871 -0.0605 0.0296 1.0000
15.750 1.4224 0.09773 0.09162 -0.0603 0.0288 1.0000
16.000 1.4248 0.10067 0.09466 -0.0605 0.0281 1.0000
16.250 1.4261 0.10382 0.09789 -0.0609 0.0273 1.0000
16.500 1.4291 0.10657 0.10068 -0.0610 0.0266 1.0000
17.000 1.4400 0.11102 0.10527 -0.0587 0.0253 1.0000
17.250 1.4345 0.11571 0.11016 -0.0605 0.0251 1.0000
17.500 1.4280 0.12066 0.11531 -0.0626 0.0250 1.0000
17.750 1.4203 0.12594 0.12079 -0.0650 0.0249 1.0000
18.000 1.4115 0.13158 0.12664 -0.0679 0.0248 1.0000
18.250 1.4012 0.13767 0.13293 -0.0712 0.0247 1.0000
18.500 1.3898 0.14416 0.13962 -0.0750 0.0248 1.0000
18.750 1.3773 0.15111 0.14676 -0.0793 0.0248 1.0000
19.000 1.3637 0.15851 0.15434 -0.0841 0.0249 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 182 (MVA H.27) AIRFOIL (goe182-il)