GOE 225 (MVA H.35) AIRFOIL (goe225-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 225 (MVA H.35) AIRFOIL (goe225-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.63 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe225-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe225-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 225 (MVA H.35) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2962 0.14571 0.13919 -0.0233 1.0000 0.1602
-9.250 -0.3116 0.14656 0.14012 -0.0228 1.0000 0.1626
-9.000 -0.3347 0.14859 0.14226 -0.0221 1.0000 0.1634
-8.750 -0.3090 0.14069 0.13434 -0.0206 1.0000 0.1663
-8.500 -0.3038 0.13788 0.13156 -0.0191 1.0000 0.1699
-8.250 -0.3064 0.13629 0.13002 -0.0179 1.0000 0.1741
-8.000 -0.3193 0.13623 0.13004 -0.0170 1.0000 0.1780
-7.750 -0.3452 0.13802 0.13194 -0.0157 1.0000 0.1795
-7.500 -0.3283 0.13229 0.12624 -0.0145 1.0000 0.1827
-7.250 -0.3225 0.12956 0.12354 -0.0129 1.0000 0.1877
-7.000 -0.3312 0.12866 0.12271 -0.0113 1.0000 0.1924
-6.750 -0.3561 0.12972 0.12388 -0.0093 1.0000 0.1952
-6.500 -0.3860 0.13165 0.12595 -0.0089 1.0000 0.1963
-6.250 -0.3579 0.12448 0.11877 -0.0061 1.0000 0.2005
-6.000 -0.3596 0.12263 0.11697 -0.0042 1.0000 0.2048
-5.750 -0.3715 0.12195 0.11637 -0.0029 1.0000 0.2095
-5.500 -0.3945 0.12404 0.11858 -0.0082 1.0000 0.2131
-5.250 -0.3860 0.11891 0.11350 -0.0028 1.0000 0.2156
-5.000 -0.3827 0.11646 0.11109 -0.0005 1.0000 0.2201
-4.750 -0.3865 0.11530 0.10999 -0.0010 1.0000 0.2265
-4.500 -0.3899 0.11430 0.10907 -0.0060 1.0000 0.2312
-4.250 -0.3877 0.11128 0.10609 -0.0016 1.0000 0.2348
-4.000 -0.3854 0.10966 0.10451 -0.0015 1.0000 0.2424
-3.750 -0.3802 0.10790 0.10279 -0.0064 1.0000 0.2496
-3.500 -0.3783 0.10559 0.10052 -0.0030 1.0000 0.2550
-3.250 -0.3633 0.10413 0.09906 -0.0110 1.0000 0.2665
-3.000 -0.2772 0.09895 0.09369 -0.0259 0.9664 0.2864
-2.750 -0.2327 0.09628 0.09093 -0.0361 0.9514 0.3026
-2.500 -0.1884 0.09370 0.08826 -0.0449 0.9377 0.3199
-2.250 -0.1793 0.09087 0.08546 -0.0416 0.9280 0.3266
-2.000 -0.1462 0.08851 0.08305 -0.0473 0.9164 0.3427
-1.750 0.1188 0.06804 0.06117 -0.1264 0.8989 0.1989
-1.500 0.2423 0.06171 0.05406 -0.1507 0.8899 0.2060
-1.250 0.2839 0.06024 0.05228 -0.1564 0.8784 0.2215
-1.000 0.3349 0.05976 0.05154 -0.1620 0.8690 0.2513
-0.750 0.3614 0.06038 0.05216 -0.1625 0.8592 0.2757
-0.500 0.4026 0.06030 0.05178 -0.1667 0.8495 0.3020
-0.250 0.4402 0.06050 0.05190 -0.1692 0.8408 0.3224
0.000 0.4686 0.06096 0.05220 -0.1710 0.8316 0.3397
0.250 0.5050 0.06138 0.05258 -0.1730 0.8232 0.3632
0.500 0.5267 0.06222 0.05336 -0.1734 0.8142 0.3849
0.750 0.5604 0.06281 0.05393 -0.1750 0.8063 0.4201
1.000 0.5799 0.06389 0.05502 -0.1746 0.7979 0.4569
1.250 0.6063 0.06473 0.05581 -0.1751 0.7900 0.5016
1.500 0.6291 0.06572 0.05679 -0.1749 0.7825 0.5404
1.750 0.6444 0.06699 0.05801 -0.1744 0.7745 0.5706
2.000 0.6791 0.06758 0.05853 -0.1755 0.7674 0.6134
2.250 0.6804 0.06932 0.06032 -0.1735 0.7594 0.6382
2.500 0.7221 0.06939 0.06038 -0.1751 0.7528 0.6913
2.750 0.7170 0.07162 0.06266 -0.1728 0.7447 0.7085
3.000 0.7537 0.07206 0.06310 -0.1746 0.7375 0.7470
3.250 0.7562 0.07404 0.06519 -0.1731 0.7300 0.7715
3.500 0.7751 0.07448 0.06595 -0.1723 0.7227 0.8515
3.750 0.7863 0.07672 0.06811 -0.1726 0.7148 1.0000
4.000 0.8193 0.07841 0.06959 -0.1751 0.7061 1.0000
4.250 0.8279 0.08099 0.07206 -0.1750 0.6977 1.0000
4.500 0.8708 0.08195 0.07279 -0.1775 0.6885 1.0000
4.750 0.8629 0.08516 0.07599 -0.1757 0.6798 1.0000
5.000 0.9013 0.08607 0.07672 -0.1770 0.6700 1.0000
5.250 0.9002 0.08893 0.07958 -0.1757 0.6604 1.0000
5.500 0.9172 0.09089 0.08147 -0.1753 0.6504 1.0000
5.750 0.9620 0.09103 0.08150 -0.1764 0.6395 1.0000
6.000 0.9435 0.09516 0.08568 -0.1742 0.6294 1.0000
6.250 0.9663 0.09665 0.08713 -0.1739 0.6181 1.0000
6.500 0.9999 0.09731 0.08775 -0.1740 0.6070 1.0000
6.750 0.9865 0.10139 0.09189 -0.1723 0.5959 1.0000
7.000 1.0071 0.10298 0.09348 -0.1717 0.5841 1.0000
7.250 1.0410 0.10349 0.09397 -0.1715 0.5729 1.0000
7.500 1.0237 0.10817 0.09871 -0.1701 0.5613 1.0000
7.750 1.0414 0.11004 0.10060 -0.1694 0.5498 1.0000
8.000 1.0695 0.11095 0.10154 -0.1688 0.5387 1.0000
8.250 1.0497 0.11625 0.10691 -0.1679 0.5280 1.0000
8.500 1.0796 0.11712 0.10779 -0.1673 0.5172 1.0000
8.750 1.0624 0.12251 0.11325 -0.1669 0.5086 1.0000
9.000 1.0796 0.12462 0.11540 -0.1663 0.4984 1.0000
9.250 1.0684 0.12966 0.12050 -0.1664 0.4916 1.0000
9.500 1.0967 0.13107 0.12196 -0.1659 0.4828 1.0000
9.750 1.0765 0.13746 0.12842 -0.1667 0.4807 1.0000
10.000 1.0684 0.14277 0.13380 -0.1676 0.4805 1.0000
10.250 1.0788 0.14791 0.13902 -0.1691 0.4855 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 225 (MVA H.35) AIRFOIL (goe225-il)