GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.9 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe227-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe227-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3351 0.15300 0.14727 -0.0178 1.0000 0.1721
-8.750 -0.3522 0.15375 0.14808 -0.0173 1.0000 0.1754
-8.500 -0.3795 0.15603 0.15045 -0.0168 1.0000 0.1765
-8.250 -0.3519 0.14854 0.14294 -0.0150 1.0000 0.1807
-8.000 -0.3511 0.14661 0.14102 -0.0136 1.0000 0.1857
-7.750 -0.3620 0.14610 0.14055 -0.0128 1.0000 0.1906
-7.500 -0.3893 0.14776 0.14230 -0.0120 1.0000 0.1929
-7.250 -0.3773 0.14297 0.13752 -0.0109 1.0000 0.1958
-7.000 -0.3705 0.14018 0.13472 -0.0094 1.0000 0.2006
-6.750 -0.3788 0.13911 0.13369 -0.0082 1.0000 0.2058
-6.500 -0.4073 0.14028 0.13494 -0.0067 1.0000 0.2090
-6.250 -0.4128 0.13777 0.13249 -0.0054 1.0000 0.2112
-6.000 -0.3944 0.13375 0.12844 -0.0041 1.0000 0.2174
-5.750 -0.4094 0.13315 0.12790 -0.0022 1.0000 0.2230
-5.500 -0.4429 0.13460 0.12943 -0.0026 1.0000 0.2259
-5.250 -0.4214 0.12923 0.12406 0.0010 1.0000 0.2315
-5.000 -0.4273 0.12788 0.12273 0.0019 1.0000 0.2389
-4.750 -0.4416 0.12685 0.12178 -0.0004 1.0000 0.2436
-4.500 -0.4305 0.12334 0.11826 0.0034 1.0000 0.2494
-4.250 -0.4408 0.12363 0.11860 -0.0045 1.0000 0.2592
-4.000 -0.4341 0.11920 0.11417 0.0019 1.0000 0.2624
-3.750 -0.4296 0.11695 0.11194 0.0032 1.0000 0.2702
-3.500 -0.4274 0.11475 0.10976 -0.0007 1.0000 0.2783
-3.250 -0.4221 0.11229 0.10731 0.0022 1.0000 0.2859
-3.000 -0.4151 0.10997 0.10501 -0.0015 1.0000 0.2965
-2.750 -0.4000 0.10839 0.10341 -0.0078 1.0000 0.3118
-2.500 -0.3998 0.10531 0.10038 -0.0019 1.0000 0.3165
-2.250 -0.3834 0.10323 0.09828 -0.0074 1.0000 0.3308
-2.000 -0.3618 0.10161 0.09663 -0.0135 1.0000 0.3470
-1.750 -0.3627 0.09857 0.09364 -0.0081 1.0000 0.3511
-1.500 -0.3443 0.09661 0.09167 -0.0121 1.0000 0.3670
-1.250 -0.3253 0.09482 0.08986 -0.0155 0.9999 0.3838
-1.000 -0.0579 0.07459 0.06818 -0.1035 0.9921 0.2266
-0.750 -0.0965 0.08103 0.07516 -0.0825 0.9830 0.2669
-0.500 0.1224 0.06888 0.06102 -0.1420 0.9788 0.2265
-0.250 0.1775 0.07037 0.06239 -0.1490 0.9694 0.2355
0.000 0.2242 0.07088 0.06260 -0.1555 0.9572 0.2470
0.250 0.2715 0.07175 0.06306 -0.1619 0.9446 0.2595
0.500 0.3063 0.07331 0.06456 -0.1651 0.9313 0.2747
0.750 0.3457 0.07501 0.06612 -0.1691 0.9193 0.2927
1.000 0.3876 0.07718 0.06836 -0.1729 0.9062 0.3181
1.250 0.4289 0.07907 0.07025 -0.1764 0.8905 0.3550
1.500 0.4647 0.08085 0.07216 -0.1784 0.8743 0.4118
1.750 0.4639 0.08160 0.07306 -0.1755 0.8629 0.4473
2.000 0.4828 0.08348 0.07509 -0.1747 0.8527 0.5113
2.250 0.5194 0.08571 0.07733 -0.1759 0.8398 0.5810
2.500 0.5153 0.08677 0.07844 -0.1730 0.8311 0.6056
2.750 0.6251 0.08118 0.07258 -0.1729 0.7338 0.7100
3.000 0.6461 0.08230 0.07373 -0.1724 0.7253 0.7462
3.250 0.6530 0.08408 0.07555 -0.1711 0.7173 0.7724
3.500 0.6622 0.08612 0.07763 -0.1707 0.7125 0.7982
3.750 0.6885 0.08719 0.07874 -0.1713 0.7036 0.8358
4.000 0.6872 0.08963 0.08134 -0.1702 0.7024 0.8710
4.250 0.6987 0.09267 0.08442 -0.1715 0.7050 1.0000
4.500 0.6390 0.10090 0.09296 -0.1705 0.7704 1.0000
4.750 0.6582 0.10310 0.09502 -0.1725 0.7589 1.0000
5.000 0.6864 0.10667 0.09841 -0.1760 0.7537 1.0000
5.250 0.6971 0.10865 0.10026 -0.1765 0.7434 1.0000
5.500 0.7325 0.11254 0.10393 -0.1802 0.7381 1.0000
5.750 0.7328 0.11392 0.10524 -0.1789 0.7269 1.0000
6.000 0.7658 0.11775 0.10888 -0.1816 0.7220 1.0000
6.250 0.7601 0.11896 0.11007 -0.1795 0.7118 1.0000
6.500 0.8006 0.12311 0.11407 -0.1827 0.7064 1.0000
6.750 0.7874 0.12393 0.11489 -0.1799 0.6957 1.0000
7.000 0.8250 0.12793 0.11878 -0.1824 0.6903 1.0000
7.250 0.8107 0.12896 0.11982 -0.1798 0.6815 1.0000
7.500 0.8399 0.13228 0.12309 -0.1814 0.6751 1.0000
7.750 0.8355 0.13411 0.12492 -0.1800 0.6675 1.0000
8.000 0.8576 0.13690 0.12768 -0.1807 0.6597 1.0000
8.250 0.8766 0.14057 0.13133 -0.1816 0.6560 1.0000
8.500 0.8709 0.14166 0.13244 -0.1801 0.6464 1.0000
8.750 0.9018 0.14556 0.13634 -0.1817 0.6410 1.0000
9.000 0.8924 0.14696 0.13776 -0.1803 0.6340 1.0000
9.250 0.9087 0.14961 0.14042 -0.1807 0.6268 1.0000
9.500 0.9427 0.15460 0.14542 -0.1826 0.6229 1.0000
9.750 0.9235 0.15463 0.14549 -0.1806 0.6146 1.0000
10.000 0.9457 0.15788 0.14878 -0.1814 0.6079 1.0000
10.250 0.9642 0.16206 0.15299 -0.1824 0.6045 1.0000
10.500 0.9558 0.16248 0.15346 -0.1814 0.5950 1.0000
10.750 0.9843 0.16677 0.15779 -0.1826 0.5891 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il)