GOE 222 (MVA H.33) AIRFOIL (goe222-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 222 (MVA H.33) AIRFOIL (goe222-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.16 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe222-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe222-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 222 (MVA H.33) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.500 -0.3964 0.13592 0.13059 -0.0029 1.0000 0.2864
-6.250 -0.4270 0.13573 0.13050 -0.0010 1.0000 0.2896
-6.000 -0.4631 0.13557 0.13045 0.0016 1.0000 0.2906
-5.250 -0.5217 0.09158 0.08633 -0.0380 1.0000 0.1627
-5.000 -0.4994 0.07961 0.07414 -0.0526 1.0000 0.1582
-4.750 -0.4015 0.05657 0.04929 -0.0949 1.0000 0.1586
-4.500 -0.3685 0.05442 0.04678 -0.0996 1.0000 0.1645
-4.250 -0.3437 0.05381 0.04610 -0.1012 1.0000 0.1710
-4.000 -0.3117 0.05268 0.04467 -0.1047 1.0000 0.1793
-3.750 -0.2871 0.05268 0.04464 -0.1061 1.0000 0.1907
-3.500 -0.2652 0.05311 0.04522 -0.1067 1.0000 0.2056
-3.250 -0.2444 0.05385 0.04614 -0.1070 1.0000 0.2265
-2.500 -0.1763 0.06486 0.05791 -0.1009 0.9733 0.3476
-2.250 -0.1606 0.06792 0.06101 -0.0977 0.9656 0.3717
-2.000 -0.1350 0.07099 0.06402 -0.0967 0.9544 0.4030
-1.750 -0.1297 0.07218 0.06526 -0.0928 0.9453 0.4223
-1.500 -0.1002 0.07514 0.06810 -0.0930 0.9375 0.4563
-1.250 -0.0954 0.07543 0.06840 -0.0900 0.9292 0.4748
-1.000 -0.0709 0.07736 0.07030 -0.0889 0.9224 0.4974
-0.750 -0.0546 0.07740 0.07019 -0.0904 0.9165 0.5122
-0.500 -0.0253 0.07837 0.07104 -0.0920 0.9077 0.5262
-0.250 -0.0038 0.07927 0.07185 -0.0932 0.9037 0.5380
0.000 0.0198 0.07964 0.07206 -0.0959 0.8955 0.5501
0.250 0.0568 0.08135 0.07361 -0.0997 0.8902 0.5631
0.500 0.0712 0.08192 0.07411 -0.1002 0.8864 0.5710
0.750 0.0965 0.08266 0.07473 -0.1025 0.8776 0.5798
1.000 0.1419 0.08522 0.07711 -0.1080 0.8728 0.5902
1.250 0.1437 0.08501 0.07687 -0.1067 0.8675 0.5948
1.500 0.1773 0.08654 0.07822 -0.1111 0.8605 0.6023
1.750 0.2177 0.08922 0.08080 -0.1152 0.8564 0.6109
2.000 0.2192 0.08900 0.08053 -0.1140 0.8484 0.6150
2.250 0.2564 0.09110 0.08250 -0.1183 0.8421 0.6220
2.500 0.2806 0.09310 0.08444 -0.1202 0.8388 0.6289
2.750 0.2930 0.09369 0.08497 -0.1206 0.8295 0.6346
3.000 0.3331 0.09646 0.08764 -0.1248 0.8242 0.6424
3.250 0.3359 0.09691 0.08808 -0.1236 0.8165 0.6468
3.500 0.3691 0.09917 0.09024 -0.1271 0.8095 0.6554
3.750 0.3886 0.10117 0.09221 -0.1281 0.8048 0.6627
4.000 0.4064 0.10238 0.09336 -0.1290 0.7944 0.6702
4.250 0.4467 0.10591 0.09681 -0.1330 0.7898 0.6801
4.500 0.4443 0.10589 0.09680 -0.1310 0.7787 0.6858
4.750 0.4901 0.10981 0.10066 -0.1355 0.7730 0.6993
5.000 0.4848 0.10968 0.10054 -0.1331 0.7611 0.7056
5.250 0.5156 0.11270 0.10355 -0.1355 0.7546 0.7180
5.500 0.5279 0.11371 0.10458 -0.1354 0.7417 0.7284
5.750 0.5386 0.11556 0.10647 -0.1353 0.7329 0.7403
6.000 0.5718 0.11811 0.10907 -0.1375 0.7222 0.7602
6.250 0.5702 0.11920 0.11027 -0.1358 0.7115 0.7727
6.500 0.6127 0.12265 0.11389 -0.1387 0.7030 0.8083
6.750 0.5995 0.12281 0.11423 -0.1357 0.6911 0.8307
7.000 0.6262 0.12553 0.11707 -0.1373 0.6836 1.0000
7.250 0.6370 0.12725 0.11873 -0.1384 0.6700 1.0000
7.500 0.6445 0.12981 0.12122 -0.1393 0.6599 1.0000
7.750 0.6957 0.13473 0.12594 -0.1443 0.6496 1.0000
8.000 0.6780 0.13545 0.12667 -0.1424 0.6391 1.0000
8.250 0.7167 0.14015 0.13122 -0.1457 0.6320 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 222 (MVA H.33) AIRFOIL (goe222-il)