GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 60.92 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe233-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe233-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2805 0.13103 0.12650 -0.0282 1.0000 0.0973
-9.250 -0.3036 0.13264 0.12821 -0.0271 1.0000 0.0985
-9.000 -0.3237 0.13442 0.13008 -0.0306 0.9967 0.0990
-8.750 -0.2780 0.12456 0.12016 -0.0287 0.9961 0.1019
-8.500 -0.2554 0.12081 0.11637 -0.0323 0.9919 0.1054
-8.250 -0.2400 0.11789 0.11345 -0.0378 0.9859 0.1102
-8.000 -0.2559 0.11999 0.11561 -0.0476 0.9733 0.1124
-7.750 -0.2090 0.11073 0.10628 -0.0467 0.9739 0.1148
-7.500 -0.1816 0.10707 0.10258 -0.0499 0.9702 0.1199
-7.250 -0.1846 0.10687 0.10241 -0.0549 0.9583 0.1255
-7.000 -0.1778 0.10390 0.09947 -0.0592 0.9491 0.1274
-6.750 -0.1448 0.09892 0.09444 -0.0590 0.9462 0.1306
-6.500 -0.1226 0.09593 0.09143 -0.0626 0.9405 0.1357
-6.250 -0.1211 0.09552 0.09106 -0.0759 0.9246 0.1418
-6.000 -0.0938 0.09025 0.08575 -0.0725 0.9232 0.1439
-5.750 -0.0827 0.08813 0.08363 -0.0707 0.9145 0.1472
-5.250 0.0952 0.04004 0.03428 -0.1721 0.9056 0.0871
-5.000 0.1686 0.03372 0.02704 -0.1890 0.9012 0.0876
-4.750 0.2114 0.03190 0.02503 -0.1935 0.8955 0.0909
-4.500 0.2651 0.02985 0.02263 -0.1994 0.8925 0.0938
-4.250 0.3184 0.02827 0.02075 -0.2043 0.8903 0.0981
-4.000 0.3446 0.02788 0.02045 -0.2042 0.8819 0.1027
-3.750 0.3869 0.02716 0.01972 -0.2068 0.8771 0.1145
-3.500 0.4392 0.02588 0.01856 -0.2116 0.8743 0.1557
-3.250 0.4627 0.02653 0.01969 -0.2106 0.8652 0.2230
-3.000 0.4904 0.02770 0.02086 -0.2089 0.8591 0.2514
-2.750 0.5142 0.02897 0.02215 -0.2065 0.8528 0.2664
-2.500 0.5250 0.03078 0.02411 -0.2015 0.8436 0.2711
-2.250 0.5574 0.03137 0.02465 -0.2006 0.8401 0.2849
-2.000 0.5785 0.03180 0.02496 -0.2002 0.8302 0.2979
-1.750 0.6014 0.03266 0.02590 -0.1972 0.8253 0.3071
-1.500 0.6394 0.03268 0.02580 -0.1981 0.8224 0.3293
-1.250 0.6411 0.03402 0.02729 -0.1927 0.8109 0.3349
-1.000 0.6743 0.03379 0.02701 -0.1927 0.8073 0.3523
-0.750 0.6933 0.03424 0.02745 -0.1916 0.7984 0.3665
-0.500 0.7271 0.03377 0.02690 -0.1926 0.7931 0.3821
-0.250 0.7698 0.03277 0.02577 -0.1953 0.7900 0.3967
0.000 0.7926 0.03310 0.02604 -0.1955 0.7804 0.4098
0.250 0.8287 0.03254 0.02539 -0.1970 0.7757 0.4245
0.500 0.8657 0.03173 0.02453 -0.1980 0.7725 0.4363
0.750 0.8825 0.03227 0.02509 -0.1971 0.7620 0.4443
1.000 0.9212 0.03158 0.02430 -0.1988 0.7579 0.4569
1.250 0.9615 0.03085 0.02347 -0.2005 0.7548 0.4690
1.500 0.9745 0.03163 0.02434 -0.1989 0.7437 0.4754
1.750 1.0151 0.03087 0.02348 -0.2006 0.7398 0.4864
2.000 1.0329 0.03129 0.02398 -0.1993 0.7295 0.4944
2.250 1.0710 0.03038 0.02300 -0.2002 0.7243 0.5049
2.500 1.0961 0.03047 0.02311 -0.1999 0.7152 0.5097
2.750 1.1313 0.02995 0.02252 -0.2008 0.7088 0.5137
3.000 1.1640 0.02971 0.02222 -0.2014 0.7019 0.5168
3.250 1.1915 0.02957 0.02210 -0.2013 0.6933 0.5187
3.500 1.2305 0.02863 0.02110 -0.2022 0.6888 0.5219
3.750 1.2502 0.02912 0.02167 -0.2012 0.6774 0.5251
4.000 1.2904 0.02815 0.02059 -0.2023 0.6721 0.5288
4.250 1.3104 0.02867 0.02120 -0.2013 0.6607 0.5304
4.500 1.3481 0.02808 0.02053 -0.2022 0.6557 0.5328
4.750 1.3658 0.02875 0.02135 -0.2009 0.6449 0.5354
5.000 1.4023 0.02815 0.02073 -0.2016 0.6393 0.5401
5.250 1.4212 0.02877 0.02148 -0.2004 0.6282 0.5435
5.500 1.4584 0.02821 0.02082 -0.2011 0.6218 0.5472
5.750 1.4774 0.02873 0.02148 -0.1998 0.6103 0.5497
6.000 1.5055 0.02867 0.02148 -0.1994 0.6016 0.5534
6.250 1.5321 0.02868 0.02154 -0.1988 0.5917 0.5582
6.500 1.5547 0.02896 0.02191 -0.1978 0.5808 0.5631
6.750 1.5890 0.02841 0.02132 -0.1980 0.5718 0.5685
7.000 1.6073 0.02871 0.02177 -0.1962 0.5584 0.5729
7.250 1.6292 0.02883 0.02197 -0.1948 0.5451 0.5775
7.500 1.6526 0.02879 0.02201 -0.1935 0.5315 0.5827
7.750 1.6750 0.02865 0.02192 -0.1920 0.5158 0.5893
8.000 1.6950 0.02848 0.02176 -0.1900 0.4970 0.5964
8.250 1.7142 0.02817 0.02141 -0.1878 0.4758 0.6036
8.500 1.7276 0.02836 0.02160 -0.1849 0.4533 0.6108
8.750 1.7393 0.02879 0.02205 -0.1820 0.4316 0.6177
9.000 1.7514 0.02933 0.02256 -0.1792 0.4115 0.6265
9.250 1.7620 0.02997 0.02318 -0.1763 0.3923 0.6370
9.500 1.7672 0.03084 0.02412 -0.1728 0.3737 0.6492
9.750 1.7697 0.03174 0.02513 -0.1689 0.3571 0.6652
10.000 1.7728 0.03271 0.02626 -0.1653 0.3412 0.6988
10.250 1.7708 0.03381 0.02744 -0.1611 0.3269 1.0000
10.500 1.7705 0.03530 0.02894 -0.1576 0.3113 1.0000
10.750 1.7685 0.03703 0.03066 -0.1542 0.2953 1.0000
11.000 1.7646 0.03903 0.03266 -0.1508 0.2788 1.0000
11.250 1.7583 0.04137 0.03501 -0.1476 0.2614 1.0000
11.500 1.7487 0.04416 0.03778 -0.1445 0.2421 1.0000
11.750 1.7348 0.04752 0.04107 -0.1415 0.2209 1.0000
12.000 1.7174 0.05153 0.04508 -0.1388 0.1957 1.0000
12.250 1.6970 0.05619 0.04968 -0.1366 0.1661 1.0000
12.500 1.6772 0.06112 0.05444 -0.1348 0.1405 1.0000
12.750 1.6607 0.06590 0.05904 -0.1333 0.1234 1.0000
13.000 1.6478 0.07038 0.06339 -0.1320 0.1124 1.0000
13.250 1.6362 0.07470 0.06756 -0.1307 0.1046 1.0000
13.500 1.6321 0.07821 0.07111 -0.1295 0.0972 1.0000
13.750 1.6279 0.08149 0.07422 -0.1279 0.0916 1.0000
14.000 1.6287 0.08442 0.07725 -0.1267 0.0863 1.0000
14.250 1.6325 0.08658 0.07927 -0.1249 0.0814 1.0000
14.500 1.6398 0.08858 0.08134 -0.1232 0.0773 1.0000
14.750 1.6460 0.09078 0.08359 -0.1218 0.0734 1.0000
15.000 1.6690 0.09068 0.08322 -0.1188 0.0687 1.0000
15.250 1.6730 0.09349 0.08628 -0.1178 0.0666 1.0000
15.500 1.6783 0.09614 0.08913 -0.1169 0.0642 1.0000
15.750 1.6873 0.09827 0.09130 -0.1158 0.0616 1.0000
16.000 1.7141 0.09905 0.09196 -0.1133 0.0584 1.0000
16.250 1.7079 0.10314 0.09638 -0.1133 0.0576 1.0000
16.500 1.7012 0.10748 0.10101 -0.1134 0.0569 1.0000
16.750 1.6920 0.11221 0.10604 -0.1141 0.0562 1.0000
17.000 1.6810 0.11730 0.11142 -0.1152 0.0555 1.0000
17.250 1.6681 0.12280 0.11720 -0.1169 0.0550 1.0000
17.500 1.6531 0.12880 0.12348 -0.1193 0.0545 1.0000
17.750 1.6351 0.13559 0.13055 -0.1225 0.0543 1.0000
18.000 1.6134 0.14344 0.13870 -0.1269 0.0543 1.0000
18.250 1.5861 0.15300 0.14858 -0.1331 0.0547 1.0000
18.500 1.5523 0.16498 0.16088 -0.1416 0.0556 1.0000
18.750 1.5156 0.17912 0.17529 -0.1522 0.0569 1.0000
19.000 1.4812 0.19434 0.19068 -0.1636 0.0582 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il)