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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 184 (MVA H.29) AIRFOIL (goe184-il)