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

GOE 226 (MVA H.36) AIRFOIL (goe226-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 226 (MVA H.36) AIRFOIL (goe226-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.6 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe226-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe226-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 226 (MVA H.36) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3053   0.14574   0.13987  -0.0163   1.0000   0.1685
  -8.500  -0.3140   0.14515   0.13933  -0.0154   1.0000   0.1720
  -8.250  -0.3337   0.14640   0.14066  -0.0146   1.0000   0.1744
  -8.000  -0.3611   0.14866   0.14302  -0.0135   1.0000   0.1753
  -7.750  -0.3325   0.14079   0.13513  -0.0122   1.0000   0.1789
  -7.500  -0.3302   0.13858   0.13295  -0.0107   1.0000   0.1832
  -7.250  -0.3375   0.13762   0.13203  -0.0094   1.0000   0.1876
  -7.000  -0.3580   0.13837   0.13287  -0.0082   1.0000   0.1909
  -6.750  -0.3893   0.14030   0.13490  -0.0061   1.0000   0.1920
  -6.500  -0.3747   0.13494   0.12956  -0.0054   1.0000   0.1946
  -6.250  -0.3645   0.13160   0.12623  -0.0040   1.0000   0.1987
  -6.000  -0.3712   0.13027   0.12494  -0.0022   1.0000   0.2028
  -5.750  -0.3887   0.13005   0.12479  -0.0004   1.0000   0.2067
  -5.500  -0.4145   0.13219   0.12702  -0.0048   1.0000   0.2097
  -5.250  -0.4050   0.12686   0.12172  -0.0005   1.0000   0.2120
  -5.000  -0.3985   0.12393   0.11881   0.0021   1.0000   0.2166
  -4.750  -0.4019   0.12255   0.11747   0.0021   1.0000   0.2231
  -4.500  -0.4086   0.12218   0.11716  -0.0045   1.0000   0.2284
  -4.250  -0.4045   0.11842   0.11343   0.0010   1.0000   0.2319
  -4.000  -0.4019   0.11644   0.11150   0.0019   1.0000   0.2381
  -3.750  -0.3959   0.11558   0.11065  -0.0071   1.0000   0.2466
  -3.500  -0.3956   0.11242   0.10754  -0.0023   1.0000   0.2495
  -3.250  -0.2778   0.10699   0.10181  -0.0245   0.9429   0.2751
  -3.000  -0.2305   0.10351   0.09823  -0.0330   0.9169   0.2909
  -2.750  -0.1948   0.10083   0.09547  -0.0408   0.9007   0.3051
  -2.500  -0.1524   0.09832   0.09288  -0.0494   0.8850   0.3218
  -2.250  -0.1211   0.09635   0.09085  -0.0552   0.8702   0.3393
  -2.000  -0.0984   0.09467   0.08912  -0.0577   0.8558   0.3563
  -1.750  -0.0867   0.09172   0.08620  -0.0551   0.8443   0.3631
  -1.500  -0.0409   0.08916   0.08355  -0.0615   0.8332   0.3829
  -1.250  -0.0270   0.08794   0.08232  -0.0634   0.8209   0.3985
  -1.000   0.2814   0.06951   0.06200  -0.1483   0.8027   0.2300
  -0.750   0.3180   0.06888   0.06123  -0.1518   0.7914   0.2378
  -0.500   0.3951   0.06651   0.05834  -0.1631   0.7824   0.2516
  -0.250   0.4284   0.06631   0.05768  -0.1677   0.7716   0.2643
   0.000   0.4804   0.06590   0.05721  -0.1713   0.7642   0.2867
   0.250   0.4862   0.06721   0.05844  -0.1705   0.7530   0.2985
   0.500   0.5306   0.06726   0.05842  -0.1730   0.7457   0.3258
   0.750   0.5348   0.06903   0.06011  -0.1724   0.7371   0.3401
   1.000   0.5810   0.06918   0.06017  -0.1749   0.7307   0.3763
   1.250   0.5746   0.07147   0.06257  -0.1725   0.7229   0.3867
   1.500   0.6038   0.07233   0.06339  -0.1735   0.7162   0.4218
   1.750   0.6270   0.07362   0.06466  -0.1739   0.7105   0.4584
   2.000   0.6270   0.07605   0.06708  -0.1728   0.7056   0.4823
   2.250   0.6488   0.07734   0.06834  -0.1728   0.6999   0.5209
   2.500   0.6750   0.07848   0.06947  -0.1729   0.6942   0.5609
   2.750   0.6704   0.08131   0.07234  -0.1714   0.6915   0.5791
   3.000   0.6734   0.08379   0.07486  -0.1705   0.6890   0.6042
   3.250   0.6795   0.08612   0.07724  -0.1697   0.6870   0.6342
   3.500   0.6836   0.08879   0.07997  -0.1692   0.6877   0.6651
   3.750   0.6890   0.09156   0.08280  -0.1690   0.6904   0.6979
   4.000   0.7035   0.09413   0.08548  -0.1697   0.6938   0.7416
   4.250   0.6458   0.10258   0.09412  -0.1696   0.7616   0.7126
   4.500   0.6588   0.10359   0.09529  -0.1689   0.7508   0.7631
   4.750   0.6750   0.10529   0.09728  -0.1689   0.7454   1.0000
   5.000   0.6919   0.10731   0.09909  -0.1701   0.7331   1.0000
   5.250   0.7065   0.11018   0.10176  -0.1712   0.7263   1.0000
   5.500   0.7334   0.11282   0.10416  -0.1729   0.7150   1.0000
   5.750   0.7345   0.11501   0.10626  -0.1718   0.7066   1.0000
   6.000   0.7661   0.11812   0.10918  -0.1737   0.6974   1.0000
   6.250   0.7613   0.12012   0.11114  -0.1721   0.6890   1.0000
   6.500   0.7946   0.12342   0.11430  -0.1738   0.6800   1.0000
   6.750   0.7866   0.12519   0.11606  -0.1720   0.6708   1.0000
   7.000   0.8160   0.12852   0.11929  -0.1734   0.6633   1.0000
   7.250   0.8112   0.13074   0.12151  -0.1721   0.6566   1.0000
   7.500   0.8311   0.13345   0.12416  -0.1726   0.6473   1.0000
   7.750   0.8404   0.13654   0.12722  -0.1726   0.6418   1.0000
   8.000   0.8478   0.13851   0.12917  -0.1721   0.6316   1.0000
   8.250   0.8827   0.14319   0.13381  -0.1741   0.6273   1.0000
   8.500   0.8627   0.14389   0.13455  -0.1719   0.6193   1.0000
   8.750   0.8849   0.14703   0.13766  -0.1726   0.6122   1.0000
<< Back to GOE 226 (MVA H.36) AIRFOIL (goe226-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 226 (MVA H.36) AIRFOIL (goe226-il)