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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 226 (MVA H.36) AIRFOIL (goe226-il)