Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 34.03 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe184-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe184-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3355   0.11941   0.11245  -0.0171   1.0000   0.1339
  -9.000  -0.3408   0.11918   0.11232  -0.0198   1.0000   0.1365
  -8.750  -0.3522   0.11998   0.11326  -0.0228   1.0000   0.1373
  -8.500  -0.3199   0.11035   0.10356  -0.0199   1.0000   0.1420
  -8.250  -0.3136   0.10746   0.10073  -0.0203   1.0000   0.1466
  -8.000  -0.3171   0.10632   0.09970  -0.0220   1.0000   0.1507
  -7.750  -0.3305   0.10703   0.10058  -0.0252   1.0000   0.1522
  -7.500  -0.3063   0.09972   0.09323  -0.0219   1.0000   0.1575
  -7.250  -0.3058   0.09766   0.09127  -0.0218   1.0000   0.1636
  -7.000  -0.3170   0.09811   0.09189  -0.0261   1.0000   0.1672
  -6.750  -0.3036   0.09261   0.08643  -0.0222   1.0000   0.1725
  -6.500  -0.3035   0.09066   0.08458  -0.0222   1.0000   0.1792
  -6.250  -0.3137   0.09112   0.08518  -0.0275   1.0000   0.1831
  -6.000  -0.3046   0.08595   0.08009  -0.0213   1.0000   0.1880
  -5.750  -0.3068   0.08439   0.07861  -0.0213   1.0000   0.1953
  -5.500  -0.3101   0.08266   0.07697  -0.0227   1.0000   0.1998
  -5.250  -0.3087   0.07984   0.07422  -0.0191   1.0000   0.2060
  -5.000  -0.3080   0.07865   0.07305  -0.0229   1.0000   0.2147
  -4.750  -0.3072   0.07565   0.07013  -0.0185   1.0000   0.2215
  -4.500  -0.3032   0.07353   0.06804  -0.0198   1.0000   0.2325
  -4.000  -0.2891   0.06926   0.06379  -0.0216   1.0000   0.2614
  -3.750  -0.2808   0.06691   0.06147  -0.0218   1.0000   0.2767
  -3.500  -0.2722   0.06447   0.05906  -0.0215   1.0000   0.2926
  -3.250  -0.2639   0.06205   0.05668  -0.0208   1.0000   0.3097
  -1.750   0.0509   0.04242   0.03475  -0.0764   0.9667   0.2124
  -1.500   0.1236   0.03860   0.03025  -0.0859   0.9552   0.1902
  -1.250   0.1858   0.03596   0.02693  -0.0927   0.9413   0.1888
  -1.000   0.2408   0.03418   0.02472  -0.0979   0.9266   0.2089
  -0.750   0.2923   0.03274   0.02292  -0.1022   0.9120   0.2425
  -0.500   0.3374   0.03214   0.02227  -0.1056   0.8969   0.2893
  -0.250   0.3835   0.03150   0.02135  -0.1086   0.8822   0.3047
   0.000   0.4283   0.03104   0.02068  -0.1112   0.8678   0.3207
   0.250   0.4694   0.03061   0.02015  -0.1130   0.8536   0.3355
   0.500   0.5072   0.03014   0.01974  -0.1142   0.8395   0.3577
   0.750   0.5429   0.02954   0.01937  -0.1150   0.8258   0.4040
   1.000   0.5750   0.02784   0.01873  -0.1143   0.8129   1.0000
   1.250   0.6084   0.02817   0.01864  -0.1145   0.7991   1.0000
   1.500   0.6419   0.02842   0.01864  -0.1146   0.7861   1.0000
   1.750   0.6720   0.02879   0.01884  -0.1143   0.7727   1.0000
   2.000   0.6975   0.02940   0.01933  -0.1137   0.7583   1.0000
   2.250   0.7220   0.03010   0.01994  -0.1130   0.7441   1.0000
   2.500   0.7454   0.03094   0.02072  -0.1123   0.7304   1.0000
   2.750   0.7687   0.03185   0.02158  -0.1118   0.7177   1.0000
   3.000   0.7947   0.03256   0.02224  -0.1112   0.7063   1.0000
   3.250   0.8228   0.03308   0.02272  -0.1107   0.6958   1.0000
   3.500   0.8400   0.03459   0.02426  -0.1101   0.6832   1.0000
   3.750   0.8579   0.03615   0.02585  -0.1096   0.6723   1.0000
   4.000   0.8889   0.03651   0.02620  -0.1092   0.6645   1.0000
   4.250   0.8998   0.03874   0.02849  -0.1087   0.6527   1.0000
   4.500   0.9144   0.04074   0.03057  -0.1083   0.6431   1.0000
   4.750   0.9444   0.04109   0.03096  -0.1076   0.6348   1.0000
   5.000   0.9533   0.04340   0.03334  -0.1068   0.6226   1.0000
   5.250   0.9694   0.04489   0.03490  -0.1057   0.6108   1.0000
   5.500   0.9960   0.04513   0.03523  -0.1044   0.5990   1.0000
   5.750   1.0388   0.04350   0.03366  -0.1027   0.5887   1.0000
   6.000   1.0473   0.04580   0.03608  -0.1017   0.5759   1.0000
   6.250   1.0528   0.04855   0.03896  -0.1007   0.5639   1.0000
   6.500   1.0695   0.05006   0.04058  -0.0996   0.5528   1.0000
   6.750   1.1140   0.04846   0.03914  -0.0981   0.5437   1.0000
   7.000   1.1168   0.05145   0.04229  -0.0969   0.5302   1.0000
   7.250   1.1236   0.05390   0.04488  -0.0955   0.5162   1.0000
   7.500   1.1358   0.05567   0.04680  -0.0939   0.5017   1.0000
   7.750   1.1483   0.05741   0.04873  -0.0922   0.4869   1.0000
   8.000   1.1634   0.05879   0.05026  -0.0903   0.4715   1.0000
   8.250   1.1976   0.05762   0.04928  -0.0878   0.4552   1.0000
   8.500   1.2469   0.05452   0.04640  -0.0852   0.4382   1.0000
   8.750   1.3053   0.05043   0.04241  -0.0831   0.4202   1.0000
   9.000   1.3069   0.05254   0.04474  -0.0806   0.4024   1.0000
   9.250   1.3683   0.04584   0.03800  -0.0778   0.3738   1.0000
   9.500   1.3884   0.04509   0.03739  -0.0753   0.3519   1.0000
   9.750   1.4141   0.04324   0.03555  -0.0728   0.3267   1.0000
  10.000   1.4281   0.04196   0.03427  -0.0694   0.2977   1.0000
  10.250   1.4279   0.04201   0.03441  -0.0654   0.2676   1.0000
  10.500   1.4174   0.04302   0.03543  -0.0608   0.2355   1.0000
  10.750   1.4002   0.04486   0.03699  -0.0561   0.2051   1.0000
  11.000   1.3835   0.04793   0.03954  -0.0524   0.1763   1.0000
  11.250   1.3731   0.05174   0.04305  -0.0496   0.1516   1.0000
  11.500   1.3712   0.05506   0.04622  -0.0475   0.1340   1.0000
  11.750   1.3746   0.05823   0.04945  -0.0457   0.1220   1.0000
  12.000   1.3814   0.06125   0.05254  -0.0441   0.1130   1.0000
  12.250   1.3941   0.06368   0.05483  -0.0426   0.1045   1.0000
  12.500   1.3889   0.06765   0.05920  -0.0416   0.1007   1.0000
  12.750   1.3916   0.07119   0.06293  -0.0406   0.0967   1.0000
  13.000   1.4118   0.07447   0.06622  -0.0392   0.0925   1.0000
  13.250   1.3963   0.07945   0.07158  -0.0390   0.0919   1.0000
  13.500   1.3777   0.08496   0.07742  -0.0395   0.0916   1.0000
  13.750   1.3564   0.09107   0.08383  -0.0408   0.0916   1.0000
  14.000   1.3327   0.09787   0.09087  -0.0430   0.0919   1.0000
  14.250   1.3078   0.10533   0.09855  -0.0460   0.0924   1.0000
  14.500   1.2831   0.11339   0.10675  -0.0497   0.0930   1.0000
<< Back to GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il)