GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.35 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe227-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe227-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.0961 0.13063 0.12360 -0.0789 0.9426 0.1295
-10.000 -0.0927 0.12904 0.12201 -0.0840 0.9365 0.1311
-9.750 -0.0919 0.12736 0.12034 -0.0872 0.9275 0.1316
-9.500 -0.0570 0.12046 0.11338 -0.0882 0.9246 0.1341
-9.250 -0.0325 0.11657 0.10942 -0.0909 0.9210 0.1395
-9.000 -0.0294 0.11487 0.10773 -0.0925 0.9111 0.1446
-8.750 -0.0309 0.11368 0.10654 -0.0968 0.9032 0.1469
-8.500 -0.0310 0.11188 0.10475 -0.0985 0.8931 0.1472
-8.250 -0.0249 0.10925 0.10211 -0.1006 0.8856 0.1474
-7.750 -0.0049 0.10311 0.09592 -0.1035 0.8724 0.1472
-7.250 -0.0099 0.09277 0.08546 -0.1079 0.8556 0.1022
-7.000 -0.0083 0.09110 0.08381 -0.1063 0.8470 0.1016
-6.750 0.0017 0.08854 0.08122 -0.1069 0.8411 0.1007
-6.500 0.0161 0.08524 0.07786 -0.1096 0.8371 0.0996
-6.250 0.0062 0.08417 0.07685 -0.1076 0.8267 0.0989
-6.000 0.0155 0.08095 0.07359 -0.1108 0.8216 0.0988
-5.750 0.0146 0.07860 0.07123 -0.1125 0.8147 0.0994
-5.500 0.0138 0.07593 0.06856 -0.1150 0.8075 0.1000
-5.250 0.0346 0.07028 0.06279 -0.1246 0.8035 0.1008
-4.750 0.0917 0.05614 0.04800 -0.1515 0.7920 0.1033
-4.500 0.1141 0.05547 0.04735 -0.1517 0.7885 0.1062
-4.250 0.1760 0.04986 0.04111 -0.1662 0.7868 0.1110
-4.000 0.2406 0.04541 0.03584 -0.1791 0.7855 0.1182
-3.750 0.2800 0.04403 0.03427 -0.1826 0.7839 0.1227
-3.500 0.2845 0.04440 0.03449 -0.1814 0.7758 0.1256
-3.250 0.3256 0.04308 0.03265 -0.1858 0.7728 0.1327
-3.000 0.3598 0.04236 0.03186 -0.1878 0.7703 0.1378
-2.750 0.4004 0.04149 0.03061 -0.1909 0.7684 0.1462
-2.500 0.4150 0.04190 0.03102 -0.1901 0.7628 0.1509
-2.250 0.4356 0.04210 0.03116 -0.1901 0.7575 0.1563
-2.000 0.4724 0.04153 0.03041 -0.1920 0.7540 0.1660
-1.750 0.5161 0.04065 0.02943 -0.1945 0.7514 0.1782
-1.500 0.5269 0.04133 0.03015 -0.1929 0.7417 0.1847
-1.250 0.5655 0.04077 0.02960 -0.1946 0.7375 0.2020
-1.000 0.6098 0.03999 0.02887 -0.1970 0.7347 0.2289
-0.750 0.6150 0.04131 0.03033 -0.1947 0.7249 0.2466
-0.500 0.6501 0.04118 0.03027 -0.1957 0.7211 0.2983
-0.250 0.6891 0.04085 0.02993 -0.1968 0.7184 0.3545
0.000 0.6905 0.04256 0.03171 -0.1940 0.7080 0.3779
0.250 0.7232 0.04247 0.03160 -0.1941 0.7043 0.4193
0.750 0.7598 0.04398 0.03316 -0.1915 0.6905 0.4752
1.000 0.7931 0.04360 0.03280 -0.1913 0.6872 0.5042
1.500 0.8314 0.04493 0.03411 -0.1891 0.6727 0.5488
1.750 0.8687 0.04419 0.03331 -0.1895 0.6699 0.5696
2.000 0.8741 0.04594 0.03507 -0.1876 0.6582 0.5812
2.250 0.9097 0.04533 0.03439 -0.1880 0.6547 0.5964
2.500 0.9495 0.04445 0.03344 -0.1889 0.6522 0.6125
2.750 0.9503 0.04639 0.03547 -0.1864 0.6391 0.6231
3.000 0.9885 0.04550 0.03456 -0.1869 0.6362 0.6439
3.500 1.0246 0.04669 0.03591 -0.1846 0.6198 0.6859
3.750 1.0613 0.04570 0.03500 -0.1847 0.6169 0.7254
4.250 1.0884 0.04662 0.03618 -0.1807 0.5999 1.0000
4.750 1.1184 0.04912 0.03854 -0.1788 0.5809 1.0000
5.000 1.1162 0.05179 0.04122 -0.1766 0.5671 1.0000
5.500 1.1445 0.05440 0.04375 -0.1745 0.5496 1.0000
6.000 1.1371 0.06076 0.05015 -0.1709 0.5240 1.0000
6.250 1.1610 0.06106 0.05043 -0.1703 0.5192 1.0000
6.500 1.1928 0.06045 0.04978 -0.1699 0.5166 1.0000
6.750 1.1827 0.06454 0.05393 -0.1682 0.5035 1.0000
7.250 1.2014 0.06853 0.05797 -0.1661 0.4885 1.0000
7.500 1.2309 0.06801 0.05745 -0.1654 0.4862 1.0000
7.750 1.2173 0.07295 0.06245 -0.1641 0.4739 1.0000
8.000 1.2450 0.07261 0.06213 -0.1634 0.4714 1.0000
8.500 1.2529 0.07825 0.06790 -0.1614 0.4568 1.0000
8.750 1.2820 0.07766 0.06734 -0.1606 0.4548 1.0000
9.250 1.2817 0.08457 0.07439 -0.1588 0.4397 1.0000
9.750 1.2757 0.09250 0.08251 -0.1574 0.4245 1.0000
10.000 1.3023 0.09218 0.08226 -0.1565 0.4224 1.0000
10.500 1.2873 0.10167 0.09193 -0.1556 0.4067 1.0000
11.000 1.2707 0.11148 0.10193 -0.1553 0.3911 1.0000
11.250 1.2952 0.11148 0.10204 -0.1543 0.3887 1.0000
11.750 1.2785 0.12133 0.11208 -0.1545 0.3729 1.0000
12.000 1.3050 0.12093 0.11180 -0.1534 0.3707 1.0000
12.500 1.2976 0.12898 0.12004 -0.1535 0.3546 1.0000
12.750 1.2768 0.13565 0.12679 -0.1548 0.3429 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 227 (MVA H.37) AIRFOIL (goe227-il)