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

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
<< Back to GOE 225 (MVA H.35) AIRFOIL (goe225-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 225 (MVA H.35) AIRFOIL (goe225-il)