GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 49.56 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe227-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe227-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1448 0.13783 0.13306 -0.0666 0.9723 0.0940
-10.750 -0.1422 0.13679 0.13201 -0.0741 0.9662 0.0972
-10.500 -0.1420 0.13486 0.13011 -0.0810 0.9587 0.0981
-10.250 -0.0952 0.12609 0.12126 -0.0809 0.9576 0.1004
-10.000 -0.0673 0.12185 0.11697 -0.0851 0.9551 0.1043
-9.750 -0.0553 0.11909 0.11419 -0.0884 0.9461 0.1085
-9.500 -0.0624 0.11965 0.11476 -0.1009 0.9396 0.1117
-9.000 0.0004 0.10771 0.10274 -0.1016 0.9303 0.1160
-8.750 0.0249 0.10418 0.09916 -0.1058 0.9265 0.1214
-8.500 0.0113 0.10485 0.09986 -0.1114 0.9130 0.1264
-8.250 0.0331 0.09958 0.09457 -0.1147 0.9096 0.1283
-8.000 0.0697 0.09480 0.08972 -0.1159 0.9081 0.1315
-7.750 0.0763 0.09315 0.08807 -0.1152 0.8976 0.1348
-7.500 0.0810 0.09156 0.08646 -0.1199 0.8914 0.1415
-7.000 0.0932 0.08690 0.08180 -0.1197 0.8763 0.1466
-6.500 0.0990 0.08459 0.07950 -0.1176 0.8613 0.1558
-6.000 0.0711 0.08374 0.07875 -0.1169 0.8446 0.1616
-5.750 0.0967 0.08092 0.07589 -0.1157 0.8429 0.1653
-5.500 0.0573 0.08325 0.07833 -0.1074 0.8325 0.1652
-5.250 0.0501 0.08304 0.07812 -0.1172 0.8254 0.1763
-5.000 0.0690 0.07950 0.07457 -0.1146 0.8242 0.1786
-4.750 -0.0112 0.08546 0.08075 -0.0923 0.8146 0.1707
-4.500 -0.0104 0.08324 0.07853 -0.0996 0.8105 0.1785
-4.250 0.0194 0.08112 0.07632 -0.1087 0.8081 0.1929
-4.000 0.0353 0.07842 0.07364 -0.1047 0.8066 0.1961
-3.750 0.2346 0.04837 0.04212 -0.1771 0.8067 0.1362
-3.500 0.2498 0.04662 0.03992 -0.1809 0.7998 0.1346
-3.250 0.3120 0.04362 0.03617 -0.1898 0.7956 0.1405
-3.000 0.3768 0.04078 0.03285 -0.1970 0.7926 0.1470
-2.750 0.4404 0.03865 0.03041 -0.2027 0.7906 0.1565
-2.500 0.4396 0.03993 0.03151 -0.1997 0.7818 0.1590
-2.250 0.4754 0.03912 0.03071 -0.2017 0.7778 0.1669
-2.000 0.5245 0.03803 0.02933 -0.2049 0.7753 0.1763
-1.750 0.5766 0.03658 0.02795 -0.2085 0.7737 0.1895
-1.500 0.5652 0.03882 0.03017 -0.2042 0.7643 0.1924
-1.250 0.6012 0.03833 0.02978 -0.2056 0.7603 0.2057
-1.000 0.6495 0.03728 0.02884 -0.2083 0.7580 0.2293
-0.750 0.7027 0.03611 0.02785 -0.2114 0.7564 0.2783
-0.500 0.6865 0.03886 0.03071 -0.2066 0.7447 0.2950
-0.250 0.7292 0.03828 0.03035 -0.2077 0.7419 0.3859
0.000 0.7752 0.03748 0.02960 -0.2090 0.7401 0.4396
0.250 0.7635 0.04002 0.03216 -0.2045 0.7277 0.4524
0.500 0.8045 0.03922 0.03142 -0.2050 0.7252 0.4813
0.750 0.8531 0.03805 0.03023 -0.2066 0.7237 0.5099
1.000 0.8446 0.04028 0.03251 -0.2023 0.7107 0.5206
1.250 0.8891 0.03910 0.03137 -0.2032 0.7088 0.5491
1.500 0.9390 0.03769 0.02990 -0.2053 0.7075 0.5731
1.750 0.9350 0.03950 0.03179 -0.2014 0.6943 0.5815
2.000 0.9859 0.03791 0.03017 -0.2035 0.6927 0.6027
2.250 1.0149 0.03771 0.02998 -0.2034 0.6866 0.6180
2.500 1.0390 0.03776 0.03005 -0.2027 0.6785 0.6318
2.750 1.0884 0.03613 0.02839 -0.2047 0.6767 0.6511
3.000 1.1387 0.03444 0.02665 -0.2070 0.6749 0.6734
3.250 1.1449 0.03557 0.02787 -0.2040 0.6623 0.6897
3.500 1.1924 0.03392 0.02626 -0.2057 0.6599 0.7235
3.750 1.2398 0.03224 0.02464 -0.2075 0.6576 0.7781
4.000 1.2361 0.03298 0.02573 -0.2024 0.6447 1.0000
4.250 1.2942 0.03159 0.02409 -0.2067 0.6417 1.0000
4.500 1.3067 0.03264 0.02510 -0.2047 0.6295 1.0000
4.750 1.3546 0.03155 0.02386 -0.2071 0.6252 1.0000
5.000 1.3671 0.03257 0.02489 -0.2049 0.6138 1.0000
5.250 1.4096 0.03180 0.02401 -0.2065 0.6083 1.0000
5.500 1.4230 0.03273 0.02497 -0.2044 0.5975 1.0000
5.750 1.4606 0.03224 0.02440 -0.2054 0.5911 1.0000
6.000 1.4731 0.03322 0.02543 -0.2032 0.5812 1.0000
6.250 1.5050 0.03306 0.02524 -0.2034 0.5743 1.0000
6.500 1.5200 0.03385 0.02607 -0.2016 0.5655 1.0000
6.750 1.5447 0.03401 0.02624 -0.2009 0.5579 1.0000
7.000 1.5759 0.03394 0.02616 -0.2012 0.5520 1.0000
7.250 1.2135 0.04804 0.04111 -0.1546 0.5046 1.0000
7.500 1.2682 0.04440 0.03744 -0.1556 0.5049 1.0000
7.750 1.3281 0.04053 0.03356 -0.1572 0.5050 1.0000
8.000 1.3975 0.03629 0.02930 -0.1602 0.5053 1.0000
8.250 1.4923 0.03098 0.02393 -0.1664 0.5062 1.0000
8.500 1.6618 0.03829 0.03091 -0.1895 0.5098 1.0000
8.750 1.7129 0.03727 0.02986 -0.1924 0.5057 1.0000
9.000 1.6701 0.04098 0.03377 -0.1835 0.4965 1.0000
9.250 1.7282 0.03929 0.03208 -0.1868 0.4926 1.0000
9.500 1.6925 0.04315 0.03611 -0.1795 0.4846 1.0000
9.750 1.7430 0.04138 0.03434 -0.1814 0.4788 1.0000
10.000 1.7615 0.04135 0.03435 -0.1797 0.4700 1.0000
10.250 1.8145 0.03856 0.03138 -0.1813 0.4566 1.0000
10.500 1.8527 0.03738 0.03002 -0.1818 0.4431 1.0000
10.750 1.8329 0.03965 0.03250 -0.1758 0.4348 1.0000
11.000 1.8561 0.03960 0.03240 -0.1747 0.4234 1.0000
11.250 1.8872 0.03926 0.03190 -0.1746 0.4107 1.0000
11.500 1.8633 0.04191 0.03483 -0.1687 0.4037 1.0000
11.750 1.8871 0.04197 0.03481 -0.1678 0.3927 1.0000
12.000 1.8687 0.04457 0.03765 -0.1629 0.3852 1.0000
12.250 1.8765 0.04544 0.03853 -0.1606 0.3745 1.0000
12.500 1.8652 0.04776 0.04101 -0.1569 0.3657 1.0000
12.750 1.8605 0.04970 0.04305 -0.1539 0.3565 1.0000
13.000 1.8567 0.05148 0.04489 -0.1510 0.3458 1.0000
13.250 1.8354 0.05516 0.04880 -0.1477 0.3373 1.0000
13.500 1.8292 0.05739 0.05107 -0.1452 0.3262 1.0000
13.750 1.8083 0.06157 0.05547 -0.1427 0.3169 1.0000
14.000 1.7920 0.06550 0.05953 -0.1407 0.3059 1.0000
14.250 1.7745 0.06982 0.06394 -0.1391 0.2927 1.0000
14.500 1.7564 0.07458 0.06881 -0.1379 0.2789 1.0000
14.750 1.7355 0.08006 0.07440 -0.1371 0.2640 1.0000
15.000 1.7118 0.08621 0.08066 -0.1366 0.2477 1.0000
15.250 1.6884 0.09257 0.08709 -0.1365 0.2291 1.0000
15.500 1.6655 0.09892 0.09339 -0.1365 0.2052 1.0000
15.750 1.6406 0.10575 0.10010 -0.1370 0.1778 1.0000
16.000 1.6143 0.11300 0.10717 -0.1379 0.1511 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il)