Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.41 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe233-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe233-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2436   0.13533   0.12867  -0.0327   1.0000   0.1701
  -9.500  -0.2608   0.13687   0.13033  -0.0311   1.0000   0.1725
  -9.250  -0.2841   0.13948   0.13308  -0.0291   1.0000   0.1733
  -9.000  -0.2627   0.13189   0.12549  -0.0272   1.0000   0.1767
  -8.750  -0.2635   0.13005   0.12372  -0.0251   1.0000   0.1802
  -8.500  -0.2701   0.12919   0.12294  -0.0231   1.0000   0.1839
  -8.250  -0.2844   0.12965   0.12350  -0.0213   1.0000   0.1873
  -8.000  -0.3079   0.13172   0.12570  -0.0193   1.0000   0.1887
  -7.750  -0.3101   0.12903   0.12310  -0.0176   1.0000   0.1902
  -7.500  -0.3003   0.12511   0.11919  -0.0157   1.0000   0.1938
  -7.250  -0.3048   0.12384   0.11798  -0.0137   1.0000   0.1976
  -7.000  -0.3174   0.12372   0.11795  -0.0117   1.0000   0.2016
  -6.750  -0.3418   0.12527   0.11961  -0.0093   1.0000   0.2037
  -6.500  -0.3691   0.12740   0.12187  -0.0077   1.0000   0.2046
  -6.250  -0.3409   0.12007   0.11450  -0.0058   1.0000   0.2097
  -6.000  -0.3483   0.11907   0.11356  -0.0036   1.0000   0.2142
  -5.750  -0.3649   0.11950   0.11408  -0.0026   1.0000   0.2183
  -5.500  -0.3769   0.11939   0.11406  -0.0038   1.0000   0.2204
  -5.250  -0.3680   0.11511   0.10978  -0.0004   1.0000   0.2239
  -5.000  -0.3683   0.11329   0.10801   0.0007   1.0000   0.2285
  -4.750  -0.3741   0.11330   0.10807  -0.0024   1.0000   0.2342
  -4.500  -0.3724   0.11065   0.10546  -0.0026   1.0000   0.2364
  -4.250  -0.3684   0.10771   0.10255  -0.0002   1.0000   0.2397
  -4.000  -0.3644   0.10578   0.10064  -0.0005   1.0000   0.2451
  -3.750  -0.3539   0.10458   0.09946  -0.0078   1.0000   0.2509
  -3.500  -0.3511   0.10136   0.09626  -0.0043   1.0000   0.2539
  -3.250  -0.3424   0.09934   0.09424  -0.0051   1.0000   0.2612
  -3.000  -0.3260   0.09710   0.09200  -0.0107   1.0000   0.2675
  -2.750  -0.3190   0.09458   0.08950  -0.0093   1.0000   0.2723
  -2.500  -0.2827   0.09291   0.08777  -0.0216   1.0000   0.2814
  -2.250  -0.2751   0.08977   0.08465  -0.0204   1.0000   0.2832
  -2.000   0.1835   0.05379   0.04663  -0.1479   0.9443   0.1925
  -1.750   0.2159   0.05532   0.04815  -0.1481   0.9363   0.2220
  -1.500   0.2299   0.05688   0.04971  -0.1452   0.9282   0.2523
  -1.250   0.2417   0.05956   0.05244  -0.1399   0.9209   0.2854
  -1.000   0.2478   0.06087   0.05376  -0.1362   0.9134   0.3154
  -0.750   0.2675   0.06244   0.05534  -0.1333   0.9061   0.3632
  -0.500   0.2686   0.06304   0.05600  -0.1286   0.8995   0.3963
  -0.250   0.1550   0.06100   0.05426  -0.1178   1.0000   0.3043
   0.000   0.1632   0.06230   0.05558  -0.1149   1.0000   0.3343
   0.250   0.1709   0.06340   0.05670  -0.1120   1.0000   0.3671
   0.500   0.1838   0.06408   0.05736  -0.1105   1.0000   0.4007
   0.750   0.2226   0.06498   0.05811  -0.1146   0.9950   0.4419
   1.000   0.2548   0.06560   0.05863  -0.1176   0.9906   0.4734
   1.250   0.3046   0.06685   0.05972  -0.1238   0.9819   0.5136
   1.500   0.3357   0.06740   0.06016  -0.1276   0.9754   0.5271
   1.750   0.5821   0.06538   0.05714  -0.1609   0.8322   0.5653
   2.000   0.6130   0.06627   0.05796  -0.1636   0.8261   0.5770
   2.250   0.6449   0.06731   0.05893  -0.1663   0.8193   0.5878
   2.500   0.6601   0.06896   0.06054  -0.1673   0.8140   0.5950
   2.750   0.7136   0.06973   0.06120  -0.1723   0.8050   0.6103
   3.000   0.7129   0.07173   0.06322  -0.1711   0.8013   0.6155
   3.250   0.7259   0.07348   0.06498  -0.1714   0.7963   0.6231
   3.500   0.7646   0.07468   0.06611  -0.1743   0.7859   0.6336
   3.750   0.8113   0.07543   0.06676  -0.1776   0.7713   0.6422
   4.000   0.8447   0.07598   0.06725  -0.1787   0.7544   0.6484
   4.250   0.8752   0.07652   0.06775  -0.1793   0.7372   0.6530
   4.500   0.9125   0.07690   0.06808  -0.1806   0.7212   0.6584
   4.750   0.9290   0.07818   0.06937  -0.1801   0.7071   0.6623
   5.000   0.9414   0.07982   0.07105  -0.1794   0.6938   0.6657
   5.250   0.9625   0.08117   0.07242  -0.1794   0.6805   0.6690
   5.500   0.9912   0.08212   0.07337  -0.1798   0.6671   0.6734
   5.750   1.0382   0.08181   0.07310  -0.1811   0.6548   0.6810
   6.000   1.0545   0.08320   0.07455  -0.1803   0.6403   0.6857
   6.250   1.0694   0.08474   0.07615  -0.1794   0.6249   0.6897
   6.500   1.0856   0.08622   0.07770  -0.1786   0.6094   0.6934
   6.750   1.1003   0.08784   0.07942  -0.1776   0.5941   0.6984
   7.000   1.1161   0.08948   0.08114  -0.1768   0.5790   0.7048
   7.250   1.1333   0.09094   0.08270  -0.1759   0.5641   0.7118
   7.500   1.1557   0.09195   0.08382  -0.1751   0.5505   0.7203
   7.750   1.1925   0.09154   0.08358  -0.1747   0.5397   0.7316
   8.000   1.1839   0.09590   0.08804  -0.1736   0.5252   0.7359
   8.250   1.1758   0.10039   0.09263  -0.1728   0.5122   0.7409
   8.500   1.1902   0.10249   0.09490  -0.1722   0.5022   0.7547
   8.750   1.1973   0.10545   0.09807  -0.1717   0.4927   0.7747
   9.000   1.1812   0.11145   0.10417  -0.1717   0.4847   0.7972
   9.250   1.1809   0.11525   0.10807  -0.1714   0.4773   1.0000
   9.500   1.1838   0.11937   0.11225  -0.1715   0.4706   1.0000
   9.750   1.1635   0.12631   0.11924  -0.1726   0.4672   1.0000
  10.000   1.1557   0.13191   0.12491  -0.1736   0.4649   1.0000
  10.250   1.1893   0.13296   0.12606  -0.1731   0.4563   1.0000
  10.500   1.1763   0.13936   0.13252  -0.1746   0.4559   1.0000
  10.750   1.1737   0.14494   0.13818  -0.1760   0.4564   1.0000
  11.000   1.1748   0.15025   0.14357  -0.1775   0.4570   1.0000
  11.500   1.6971   0.06426   0.05831  -0.1456   0.3592   1.0000
  11.750   1.6923   0.06579   0.05991  -0.1422   0.3422   1.0000
  12.000   1.6161   0.07891   0.07325  -0.1408   0.3416   1.0000
<< Back to GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il)