GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.8 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe229-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe229-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 229 (MVA H.39) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2812 0.12735 0.12242 -0.0317 0.9663 0.2979
-7.500 -0.4596 0.10348 0.09881 -0.0460 0.9672 0.1494
-7.250 -0.5388 0.08233 0.07745 -0.0669 0.9662 0.1339
-7.000 -0.5358 0.07475 0.06960 -0.0742 0.9604 0.1306
-6.750 -0.5089 0.06447 0.05837 -0.0887 0.9548 0.1256
-6.500 -0.4776 0.05946 0.05261 -0.0955 0.9471 0.1245
-6.250 -0.4358 0.05663 0.04933 -0.1009 0.9393 0.1280
-6.000 -0.4061 0.05457 0.04683 -0.1036 0.9318 0.1306
-5.750 -0.3702 0.05295 0.04478 -0.1064 0.9251 0.1329
-5.500 -0.3363 0.05184 0.04345 -0.1083 0.9183 0.1373
-5.250 -0.4944 0.05227 0.04461 -0.0819 1.0000 0.1298
-5.000 -0.4706 0.05107 0.04310 -0.0828 1.0000 0.1317
-4.750 -0.4471 0.05027 0.04198 -0.0834 1.0000 0.1344
-4.500 -0.4264 0.04959 0.04139 -0.0832 1.0000 0.1393
-4.250 -0.4051 0.04929 0.04109 -0.0832 1.0000 0.1455
-4.000 -0.3824 0.04917 0.04080 -0.0833 1.0000 0.1512
-3.750 -0.3597 0.04902 0.04088 -0.0836 1.0000 0.1594
-3.500 -0.3335 0.04891 0.04091 -0.0852 1.0000 0.1745
-3.250 -0.3011 0.04862 0.04105 -0.0885 1.0000 0.2081
-3.000 -0.2816 0.04985 0.04360 -0.0876 1.0000 0.3485
-2.750 -0.2740 0.05373 0.04742 -0.0820 0.9973 0.4288
-2.500 -0.2644 0.05784 0.05156 -0.0756 0.9924 0.4663
-2.250 -0.2506 0.06082 0.05446 -0.0714 0.9855 0.4974
-2.000 -0.2416 0.06382 0.05750 -0.0654 0.9812 0.5222
-1.750 -0.2314 0.06523 0.05884 -0.0618 0.9748 0.5493
-1.500 -0.2159 0.06731 0.06087 -0.0581 0.9692 0.5717
-1.250 -0.2070 0.06796 0.06145 -0.0549 0.9634 0.5912
-1.000 -0.1815 0.06944 0.06277 -0.0554 0.9561 0.6180
-0.750 -0.1696 0.07058 0.06387 -0.0519 0.9525 0.6393
-0.500 -0.1565 0.07056 0.06377 -0.0506 0.9440 0.6559
-0.250 -0.1125 0.07252 0.06547 -0.0568 0.9381 0.6685
0.000 -0.1010 0.07211 0.06499 -0.0561 0.9303 0.6730
0.250 -0.0634 0.07353 0.06622 -0.0608 0.9234 0.6795
0.500 -0.0358 0.07442 0.06695 -0.0646 0.9168 0.6851
0.750 -0.0073 0.07539 0.06782 -0.0669 0.9078 0.6907
1.000 0.0199 0.07674 0.06904 -0.0699 0.9022 0.6963
1.250 0.0510 0.07785 0.07002 -0.0737 0.8917 0.7021
1.500 0.0753 0.07927 0.07137 -0.0755 0.8857 0.7074
1.750 0.1034 0.08041 0.07242 -0.0784 0.8745 0.7131
2.000 0.1269 0.08179 0.07371 -0.0809 0.8661 0.7184
2.250 0.1629 0.08385 0.07572 -0.0844 0.8560 0.7250
2.500 0.1777 0.08456 0.07638 -0.0851 0.8438 0.7298
2.750 0.2045 0.08631 0.07807 -0.0878 0.8322 0.7356
3.000 0.2426 0.08885 0.08056 -0.0914 0.8204 0.7430
3.250 0.2815 0.09126 0.08288 -0.0957 0.8048 0.7503
3.500 0.2988 0.09214 0.08377 -0.0960 0.7891 0.7557
3.750 0.3180 0.09345 0.08507 -0.0969 0.7735 0.7623
4.000 0.3398 0.09511 0.08670 -0.0984 0.7576 0.7690
4.250 0.3597 0.09671 0.08831 -0.0992 0.7416 0.7758
4.750 0.4759 0.09595 0.08734 -0.1034 0.6550 0.8008
5.000 0.4641 0.09937 0.09088 -0.1031 0.6573 0.8053
5.250 0.4632 0.10271 0.09431 -0.1035 0.6580 0.8117
5.500 0.5939 0.09120 0.08253 -0.1023 0.5702 0.8430
5.750 0.6183 0.09040 0.08177 -0.1013 0.5494 0.8602
6.250 0.7091 0.08532 0.07685 -0.1010 0.5232 1.0000
6.500 0.7322 0.08634 0.07783 -0.1025 0.5077 1.0000
6.750 0.7590 0.08682 0.07827 -0.1039 0.4925 1.0000
7.000 0.7848 0.08729 0.07868 -0.1050 0.4779 1.0000
7.250 0.8586 0.08297 0.07422 -0.1074 0.4731 1.0000
7.500 0.8593 0.08602 0.07726 -0.1075 0.4585 1.0000
7.750 0.8610 0.08904 0.08026 -0.1076 0.4450 1.0000
8.000 0.9120 0.08643 0.07755 -0.1083 0.4409 1.0000
8.250 0.9038 0.09055 0.08167 -0.1080 0.4271 1.0000
8.500 0.9506 0.08803 0.07910 -0.1080 0.4240 1.0000
8.750 0.9298 0.09406 0.08515 -0.1079 0.4103 1.0000
9.000 0.9674 0.09263 0.08368 -0.1076 0.4073 1.0000
9.250 0.9386 0.10014 0.09124 -0.1080 0.3946 1.0000
9.500 0.9289 0.10527 0.09639 -0.1083 0.3864 1.0000
9.750 0.9406 0.10725 0.09840 -0.1083 0.3799 1.0000
10.000 0.9859 0.10399 0.09511 -0.1072 0.3764 1.0000
10.250 0.9532 0.11234 0.10352 -0.1082 0.3650 1.0000
10.500 1.0021 0.10802 0.09919 -0.1066 0.3609 1.0000
10.750 0.9666 0.11721 0.10843 -0.1081 0.3504 1.0000
11.000 1.0061 0.11428 0.10553 -0.1067 0.3459 1.0000
11.250 0.9821 0.12171 0.11301 -0.1081 0.3362 1.0000
11.500 1.0076 0.12112 0.11246 -0.1073 0.3313 1.0000
11.750 1.0454 0.11854 0.10993 -0.1059 0.3287 1.0000
12.000 1.0142 0.12705 0.11848 -0.1078 0.3167 1.0000
12.250 1.0436 0.12590 0.11739 -0.1067 0.3139 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il)