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=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
<< 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)