GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.37 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe184-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe184-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 184 (MVA H.29) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3169 0.10593 0.10109 -0.0225 1.0000 0.0785
-8.250 -0.3240 0.10573 0.10099 -0.0263 1.0000 0.0796
-8.000 -0.3308 0.10538 0.10076 -0.0316 1.0000 0.0800
-7.750 -0.3248 0.10053 0.09598 -0.0313 1.0000 0.0807
-7.500 -0.3080 0.09466 0.09009 -0.0262 1.0000 0.0823
-7.250 -0.3009 0.09162 0.08709 -0.0250 1.0000 0.0844
-7.000 -0.2989 0.08928 0.08483 -0.0248 1.0000 0.0868
-6.750 -0.3003 0.08730 0.08293 -0.0252 1.0000 0.0893
-6.500 -0.3056 0.08599 0.08172 -0.0267 1.0000 0.0916
-6.250 -0.3125 0.08620 0.08198 -0.0333 1.0000 0.0931
-6.000 -0.3142 0.08391 0.07971 -0.0354 1.0000 0.0938
-5.750 -0.3184 0.08025 0.07616 -0.0302 1.0000 0.0945
-5.500 -0.3207 0.07765 0.07362 -0.0264 1.0000 0.0955
-5.250 -0.3207 0.07544 0.07146 -0.0243 1.0000 0.0969
-5.000 -0.2998 0.07212 0.06812 -0.0275 0.9966 0.1003
-4.750 -0.2374 0.06631 0.06204 -0.0458 0.9877 0.1089
-4.500 -0.2097 0.06251 0.05827 -0.0468 0.9818 0.1136
-4.250 -0.1518 0.05755 0.05302 -0.0604 0.9728 0.1239
-4.000 -0.1194 0.05407 0.04954 -0.0629 0.9651 0.1291
-3.750 -0.0478 0.05115 0.04604 -0.0776 0.9569 0.1526
-3.500 -0.0247 0.04666 0.04176 -0.0778 0.9480 0.1562
-3.250 0.0257 0.04321 0.03815 -0.0845 0.9416 0.1716
-3.000 0.0686 0.04033 0.03511 -0.0892 0.9313 0.1877
-2.750 0.1542 0.03032 0.02349 -0.1024 0.9271 0.1087
-2.500 0.1983 0.02719 0.02000 -0.1055 0.9159 0.1044
-2.250 0.2443 0.02435 0.01659 -0.1084 0.9057 0.1046
-2.000 0.2857 0.02247 0.01438 -0.1103 0.8949 0.1120
-1.750 0.3202 0.02114 0.01265 -0.1106 0.8810 0.1217
-1.500 0.3517 0.01979 0.01118 -0.1106 0.8669 0.1393
-1.250 0.3811 0.01909 0.01044 -0.1102 0.8521 0.1607
-1.000 0.4091 0.01876 0.01001 -0.1096 0.8368 0.1806
-0.750 0.4364 0.01829 0.00949 -0.1088 0.8213 0.1901
-0.500 0.4632 0.01800 0.00913 -0.1079 0.8057 0.2025
-0.250 0.4899 0.01782 0.00881 -0.1070 0.7903 0.2134
0.000 0.5161 0.01751 0.00853 -0.1062 0.7751 0.2215
0.250 0.5424 0.01732 0.00824 -0.1053 0.7601 0.2287
0.500 0.5680 0.01709 0.00803 -0.1043 0.7454 0.2371
0.750 0.5943 0.01693 0.00786 -0.1034 0.7308 0.2515
1.000 0.6208 0.01672 0.00774 -0.1027 0.7166 0.2860
1.250 0.6448 0.01502 0.00746 -0.1011 0.7035 1.0000
1.500 0.6716 0.01525 0.00742 -0.1004 0.6902 1.0000
1.750 0.6984 0.01547 0.00744 -0.0998 0.6775 1.0000
2.000 0.7250 0.01569 0.00750 -0.0992 0.6645 1.0000
2.250 0.7513 0.01594 0.00765 -0.0987 0.6507 1.0000
2.500 0.7776 0.01620 0.00780 -0.0982 0.6371 1.0000
2.750 0.8039 0.01646 0.00797 -0.0976 0.6238 1.0000
3.000 0.8303 0.01673 0.00815 -0.0971 0.6111 1.0000
3.250 0.8568 0.01702 0.00836 -0.0966 0.5991 1.0000
3.500 0.8836 0.01729 0.00851 -0.0961 0.5879 1.0000
3.750 0.9097 0.01763 0.00881 -0.0957 0.5754 1.0000
4.000 0.9355 0.01802 0.00919 -0.0952 0.5632 1.0000
4.250 0.9617 0.01844 0.00958 -0.0948 0.5523 1.0000
4.500 0.9888 0.01886 0.00989 -0.0944 0.5434 1.0000
4.750 1.0140 0.01938 0.01050 -0.0941 0.5327 1.0000
5.000 1.0399 0.01987 0.01102 -0.0937 0.5233 1.0000
5.250 1.0661 0.02033 0.01147 -0.0933 0.5143 1.0000
5.500 1.0911 0.02092 0.01217 -0.0929 0.5050 1.0000
5.750 1.1179 0.02133 0.01253 -0.0925 0.4964 1.0000
6.000 1.1418 0.02180 0.01316 -0.0919 0.4853 1.0000
6.250 1.1664 0.02224 0.01369 -0.0913 0.4747 1.0000
6.500 1.1926 0.02254 0.01396 -0.0908 0.4651 1.0000
6.750 1.2162 0.02294 0.01456 -0.0901 0.4539 1.0000
7.000 1.2399 0.02331 0.01506 -0.0893 0.4424 1.0000
7.250 1.2635 0.02339 0.01520 -0.0883 0.4281 1.0000
7.500 1.2863 0.02333 0.01519 -0.0872 0.4117 1.0000
7.750 1.3088 0.02334 0.01529 -0.0860 0.3953 1.0000
8.000 1.3306 0.02339 0.01537 -0.0848 0.3781 1.0000
8.250 1.3508 0.02355 0.01559 -0.0834 0.3590 1.0000
8.500 1.3699 0.02388 0.01605 -0.0819 0.3393 1.0000
8.750 1.3882 0.02425 0.01652 -0.0804 0.3190 1.0000
9.000 1.4045 0.02470 0.01710 -0.0787 0.2948 1.0000
9.250 1.4189 0.02520 0.01772 -0.0768 0.2647 1.0000
9.500 1.4300 0.02600 0.01849 -0.0746 0.2203 1.0000
9.750 1.4290 0.02792 0.01997 -0.0712 0.1716 1.0000
10.000 1.4221 0.03057 0.02238 -0.0675 0.1219 1.0000
10.250 1.4113 0.03320 0.02467 -0.0634 0.0930 1.0000
10.500 1.4011 0.03597 0.02735 -0.0601 0.0816 1.0000
10.750 1.3953 0.03863 0.03010 -0.0576 0.0742 1.0000
11.000 1.3874 0.04167 0.03316 -0.0556 0.0698 1.0000
11.250 1.3845 0.04448 0.03607 -0.0540 0.0659 1.0000
11.500 1.3838 0.04720 0.03890 -0.0528 0.0621 1.0000
11.750 1.3813 0.05015 0.04185 -0.0518 0.0590 1.0000
12.000 1.3826 0.05279 0.04454 -0.0504 0.0563 1.0000
12.250 1.3876 0.05514 0.04701 -0.0491 0.0540 1.0000
12.500 1.3943 0.05737 0.04933 -0.0476 0.0520 1.0000
12.750 1.4035 0.05944 0.05141 -0.0460 0.0503 1.0000
13.000 1.4231 0.06115 0.05301 -0.0434 0.0480 1.0000
13.250 1.4277 0.06398 0.05610 -0.0425 0.0469 1.0000
13.500 1.4313 0.06702 0.05940 -0.0415 0.0457 1.0000
13.750 1.4347 0.07031 0.06293 -0.0407 0.0448 1.0000
14.000 1.4351 0.07404 0.06692 -0.0400 0.0444 1.0000
14.250 1.4302 0.07830 0.07146 -0.0397 0.0442 1.0000
14.500 1.4202 0.08312 0.07657 -0.0401 0.0442 1.0000
14.750 1.4057 0.08851 0.08224 -0.0411 0.0443 1.0000
15.000 1.3878 0.09448 0.08850 -0.0429 0.0445 1.0000
15.250 1.3672 0.10105 0.09534 -0.0455 0.0448 1.0000
15.500 1.3445 0.10831 0.10286 -0.0490 0.0451 1.0000
15.750 1.3204 0.11633 0.11112 -0.0534 0.0456 1.0000
16.000 1.2949 0.12519 0.12020 -0.0588 0.0460 1.0000
16.250 1.2684 0.13503 0.13022 -0.0651 0.0466 1.0000
16.500 1.2419 0.14575 0.14109 -0.0723 0.0472 1.0000
16.750 1.2181 0.15675 0.15218 -0.0794 0.0479 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il)