GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.53 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe229-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe229-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2878 0.09339 0.08717 -0.0920 0.9558 0.0573
-10.500 -0.3062 0.08649 0.08020 -0.0969 0.9462 0.0571
-10.250 -0.3241 0.07949 0.07306 -0.1033 0.9382 0.0569
-10.000 -0.3442 0.07415 0.06757 -0.1074 0.9270 0.0567
-9.750 -0.3650 0.06995 0.06320 -0.1100 0.9147 0.0566
-9.500 -0.3706 0.06433 0.05718 -0.1173 0.9055 0.0570
-9.250 -0.3781 0.06105 0.05364 -0.1187 0.8935 0.0574
-9.000 -0.3551 0.05734 0.04974 -0.1219 0.8890 0.0588
-8.750 -0.3528 0.05529 0.04753 -0.1208 0.8779 0.0595
-8.500 -0.3262 0.05256 0.04455 -0.1233 0.8731 0.0614
-8.250 -0.3181 0.05102 0.04286 -0.1223 0.8630 0.0634
-8.000 -0.2911 0.04887 0.04041 -0.1239 0.8575 0.0665
-7.750 -0.2737 0.04745 0.03872 -0.1231 0.8494 0.0684
-7.500 -0.2500 0.04623 0.03734 -0.1221 0.8428 0.0701
-7.250 -0.2188 0.04499 0.03613 -0.1227 0.8387 0.0740
-7.000 -0.2101 0.04439 0.03548 -0.1205 0.8281 0.0770
-6.750 -0.1807 0.04333 0.03425 -0.1208 0.8231 0.0809
-6.500 -0.1680 0.04274 0.03364 -0.1190 0.8139 0.0832
-6.250 -0.1432 0.04166 0.03254 -0.1196 0.8075 0.0875
-6.000 -0.1183 0.04067 0.03141 -0.1204 0.8011 0.0946
-5.750 -0.1000 0.03963 0.03039 -0.1210 0.7922 0.1017
-5.500 -0.0640 0.03793 0.02863 -0.1245 0.7881 0.1147
-5.250 -0.0456 0.03655 0.02742 -0.1264 0.7781 0.1348
-5.000 -0.0155 0.03592 0.02811 -0.1277 0.7729 0.2883
-4.750 0.0146 0.03647 0.02830 -0.1289 0.7656 0.3614
-4.500 0.0364 0.03776 0.02945 -0.1270 0.7577 0.3914
-4.250 0.0706 0.03833 0.02976 -0.1271 0.7538 0.4150
-4.000 0.0815 0.03938 0.03070 -0.1246 0.7436 0.4314
-3.750 0.1084 0.04007 0.03127 -0.1233 0.7387 0.4492
-3.500 0.1303 0.04093 0.03206 -0.1210 0.7332 0.4671
-3.250 0.1375 0.04198 0.03315 -0.1166 0.7240 0.4762
-3.000 0.1728 0.04156 0.03249 -0.1182 0.7203 0.4874
-2.750 0.1850 0.04196 0.03280 -0.1166 0.7118 0.4918
-2.500 0.2132 0.04172 0.03236 -0.1180 0.7062 0.4986
-2.250 0.2502 0.04118 0.03159 -0.1202 0.7030 0.5048
-2.000 0.2587 0.04185 0.03222 -0.1182 0.6941 0.5086
-1.750 0.2860 0.04178 0.03201 -0.1190 0.6888 0.5144
-1.500 0.3250 0.04127 0.03127 -0.1218 0.6858 0.5213
-1.250 0.3304 0.04229 0.03228 -0.1196 0.6773 0.5245
-1.000 0.3531 0.04254 0.03246 -0.1196 0.6719 0.5293
-0.750 0.3901 0.04219 0.03192 -0.1218 0.6689 0.5361
-0.500 0.3988 0.04329 0.03299 -0.1206 0.6608 0.5400
-0.250 0.4180 0.04386 0.03353 -0.1202 0.6551 0.5440
0.000 0.4500 0.04376 0.03334 -0.1212 0.6521 0.5495
0.250 0.4897 0.04339 0.03281 -0.1237 0.6499 0.5563
0.500 0.4805 0.04593 0.03543 -0.1209 0.6386 0.5589
0.750 0.5098 0.04595 0.03540 -0.1214 0.6354 0.5635
1.000 0.5446 0.04570 0.03507 -0.1227 0.6332 0.5695
1.500 0.5673 0.04881 0.03819 -0.1217 0.6188 0.5784
1.750 0.6002 0.04860 0.03795 -0.1224 0.6165 0.5838
2.250 0.6231 0.05198 0.04131 -0.1219 0.6019 0.5935
2.500 0.6704 0.04984 0.03913 -0.1224 0.5989 0.6000
2.750 0.6655 0.05258 0.04191 -0.1207 0.5863 0.6042
3.000 0.7034 0.05069 0.03992 -0.1206 0.5761 0.6115
3.250 0.7702 0.04533 0.03441 -0.1209 0.5662 0.6198
3.500 0.7806 0.04615 0.03522 -0.1195 0.5532 0.6261
3.750 0.8147 0.04445 0.03345 -0.1189 0.5417 0.6334
4.000 0.8612 0.04185 0.03071 -0.1193 0.5310 0.6427
4.250 0.8652 0.04315 0.03205 -0.1173 0.5173 0.6485
4.500 0.8788 0.04364 0.03255 -0.1160 0.5050 0.6555
4.750 0.9134 0.04243 0.03125 -0.1160 0.4955 0.6652
5.000 0.9095 0.04467 0.03361 -0.1139 0.4823 0.6716
5.250 0.9182 0.04605 0.03504 -0.1129 0.4714 0.6802
5.500 0.9354 0.04647 0.03550 -0.1120 0.4620 0.6893
5.750 0.9324 0.04916 0.03832 -0.1107 0.4495 0.6974
6.000 0.9397 0.05067 0.03994 -0.1096 0.4382 0.7069
6.250 0.9511 0.05176 0.04111 -0.1087 0.4268 0.7183
6.500 0.9471 0.05480 0.04430 -0.1077 0.4130 0.7287
6.750 0.9476 0.05726 0.04693 -0.1067 0.3998 0.7407
7.000 0.9538 0.05904 0.04884 -0.1059 0.3877 0.7562
7.250 0.9653 0.06000 0.04995 -0.1049 0.3764 0.7783
7.500 0.9666 0.06206 0.05222 -0.1036 0.3633 0.8115
7.750 0.9638 0.06360 0.05392 -0.1016 0.3513 1.0000
8.000 0.9794 0.06493 0.05518 -0.1017 0.3401 1.0000
8.250 0.9968 0.06592 0.05607 -0.1017 0.3295 1.0000
8.500 1.0087 0.06760 0.05772 -0.1015 0.3184 1.0000
8.750 1.0234 0.06883 0.05887 -0.1013 0.3088 1.0000
9.000 1.0374 0.07014 0.06010 -0.1010 0.2999 1.0000
9.250 1.0490 0.07179 0.06171 -0.1007 0.2921 1.0000
9.500 1.0605 0.07344 0.06336 -0.1004 0.2853 1.0000
9.750 1.0728 0.07494 0.06482 -0.1001 0.2799 1.0000
10.000 1.0809 0.07710 0.06702 -0.0998 0.2740 1.0000
10.250 1.0909 0.07894 0.06885 -0.0995 0.2683 1.0000
10.500 1.1024 0.08051 0.07038 -0.0992 0.2634 1.0000
10.750 1.1088 0.08297 0.07292 -0.0991 0.2584 1.0000
11.000 1.1164 0.08520 0.07522 -0.0989 0.2536 1.0000
11.250 1.1256 0.08716 0.07721 -0.0987 0.2494 1.0000
11.500 1.1363 0.08885 0.07890 -0.0984 0.2458 1.0000
11.750 1.1413 0.09157 0.08174 -0.0984 0.2419 1.0000
12.000 1.1466 0.09423 0.08450 -0.0984 0.2381 1.0000
12.250 1.1531 0.09667 0.08703 -0.0985 0.2345 1.0000
12.500 1.1610 0.09887 0.08933 -0.0984 0.2314 1.0000
12.750 1.1704 0.10080 0.09131 -0.0983 0.2289 1.0000
13.000 1.1741 0.10376 0.09440 -0.0986 0.2258 1.0000
13.250 1.1744 0.10733 0.09814 -0.0991 0.2221 1.0000
13.500 1.1761 0.11063 0.10158 -0.0995 0.2182 1.0000
13.750 1.1807 0.11343 0.10448 -0.0999 0.2150 1.0000
14.000 1.1884 0.11567 0.10680 -0.1001 0.2123 1.0000
14.250 1.1883 0.11933 0.11061 -0.1009 0.2082 1.0000
14.500 1.1774 0.12506 0.11655 -0.1025 0.2022 1.0000
14.750 1.1783 0.12854 0.12013 -0.1035 0.1966 1.0000
15.000 1.1783 0.13225 0.12393 -0.1046 0.1910 1.0000
15.250 1.1602 0.13975 0.13164 -0.1074 0.1843 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 229 (MVA H.39) AIRFOIL (goe229-il)