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

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
<< Back to GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il)