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

GOE 234 (MVA CA5) AIRFOIL (goe234-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 234 (MVA CA5) AIRFOIL (goe234-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.93 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe234-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe234-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 234 (MVA CA5) 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  -0.2707   0.15017   0.14395  -0.0223   1.0000   0.1865
  -9.500  -0.2815   0.15040   0.14426  -0.0213   1.0000   0.1908
  -9.250  -0.3039   0.15298   0.14696  -0.0204   1.0000   0.1922
  -9.000  -0.2850   0.14644   0.14042  -0.0185   1.0000   0.1962
  -8.750  -0.2857   0.14489   0.13892  -0.0170   1.0000   0.2011
  -8.500  -0.2973   0.14512   0.13922  -0.0159   1.0000   0.2055
  -8.250  -0.3213   0.14756   0.14177  -0.0147   1.0000   0.2071
  -8.000  -0.3042   0.14158   0.13580  -0.0132   1.0000   0.2102
  -7.750  -0.3039   0.13972   0.13399  -0.0116   1.0000   0.2141
  -7.500  -0.3112   0.13902   0.13335  -0.0103   1.0000   0.2184
  -7.250  -0.3316   0.14039   0.13481  -0.0090   1.0000   0.2211
  -7.000  -0.3407   0.13914   0.13365  -0.0076   1.0000   0.2225
  -6.750  -0.3281   0.13496   0.12945  -0.0062   1.0000   0.2261
  -6.500  -0.3314   0.13362   0.12816  -0.0046   1.0000   0.2307
  -6.250  -0.3478   0.13397   0.12858  -0.0028   1.0000   0.2347
  -6.000  -0.3764   0.13587   0.13059  -0.0005   1.0000   0.2362
  -5.750  -0.3607   0.13076   0.12548   0.0005   1.0000   0.2394
  -5.500  -0.3609   0.12884   0.12360   0.0022   1.0000   0.2436
  -5.250  -0.3717   0.12823   0.12305   0.0038   1.0000   0.2479
  -5.000  -0.3895   0.12970   0.12459   0.0016   1.0000   0.2510
  -4.750  -0.3843   0.12557   0.12049   0.0038   1.0000   0.2528
  -4.500  -0.3803   0.12282   0.11776   0.0055   1.0000   0.2559
  -4.250  -0.3797   0.12101   0.11598   0.0059   1.0000   0.2601
  -4.000  -0.3808   0.12083   0.11582   0.0015   1.0000   0.2654
  -3.750  -0.3772   0.11788   0.11290   0.0013   1.0000   0.2673
  -3.500  -0.3728   0.11499   0.11003   0.0035   1.0000   0.2707
  -3.250  -0.3665   0.11304   0.10809   0.0027   1.0000   0.2761
  -3.000  -0.3451   0.11232   0.10734  -0.0086   1.0000   0.2813
  -2.750  -0.3408   0.10877   0.10381  -0.0067   1.0000   0.2824
  -2.500  -0.3314   0.10594   0.10098  -0.0072   1.0000   0.2838
  -2.250  -0.3176   0.10334   0.09837  -0.0095   1.0000   0.2850
  -2.000  -0.2318   0.09216   0.08684  -0.0441   1.0000   0.2214
  -1.750  -0.2322   0.09137   0.08611  -0.0386   1.0000   0.2269
  -1.500  -0.2271   0.09239   0.08719  -0.0347   1.0000   0.2560
  -1.000   0.0663   0.06862   0.06229  -0.1226   1.0000   0.2085
  -0.750   0.0932   0.06922   0.06284  -0.1250   1.0000   0.2229
  -0.500   0.1337   0.07119   0.06470  -0.1290   0.9949   0.2511
  -0.250   0.1537   0.07364   0.06717  -0.1273   0.9885   0.2796
   0.000   0.1757   0.07682   0.07035  -0.1246   0.9818   0.3312
   0.250   0.1840   0.07816   0.07167  -0.1206   0.9734   0.3800
   0.500   0.1759   0.08002   0.07372  -0.1104   0.9684   0.4591
   1.000   0.1523   0.07649   0.07047  -0.0907   0.9563   0.6504
   1.250   0.1563   0.07455   0.06852  -0.0853   0.9530   0.7361
   1.500   0.1638   0.07261   0.06656  -0.0822   0.9438   0.7880
   1.750   0.1970   0.07264   0.06644  -0.0849   0.9376   0.8352
   2.000   0.2277   0.07269   0.06639  -0.0885   0.9247   0.8548
   2.250   0.2949   0.07615   0.06962  -0.1021   0.9086   0.8354
   2.500   0.3824   0.08128   0.07445  -0.1199   0.8894   0.7947
   2.750   0.4312   0.08403   0.07706  -0.1289   0.8713   0.7729
   3.000   0.6050   0.08132   0.07367  -0.1488   0.7535   0.7370
   3.250   0.6685   0.08185   0.07404  -0.1558   0.7338   0.7272
   3.500   0.7193   0.08299   0.07505  -0.1616   0.7163   0.7158
   3.750   0.7509   0.08387   0.07589  -0.1640   0.7003   0.7101
   4.000   0.7869   0.08517   0.07712  -0.1674   0.6842   0.7009
   4.250   0.8153   0.08648   0.07840  -0.1694   0.6689   0.6938
   4.500   0.8435   0.08778   0.07967  -0.1713   0.6540   0.6896
   4.750   0.8757   0.08903   0.08089  -0.1735   0.6396   0.6844
   5.000   0.9428   0.08810   0.07985  -0.1781   0.6298   0.6767
   5.250   0.9528   0.09031   0.08209  -0.1780   0.6142   0.6726
   5.500   0.9631   0.09273   0.08452  -0.1780   0.5992   0.6699
   5.750   0.9752   0.09526   0.08707  -0.1783   0.5858   0.6683
   6.000   1.0316   0.09438   0.08613  -0.1810   0.5781   0.6663
   6.250   1.0224   0.09879   0.09060  -0.1802   0.5635   0.6643
   6.500   1.0225   0.10252   0.09436  -0.1800   0.5512   0.6625
   6.750   1.0699   0.10195   0.09375  -0.1815   0.5438   0.6598
   7.000   1.0419   0.10859   0.10047  -0.1806   0.5322   0.6587
   7.250   1.0827   0.10895   0.10082  -0.1819   0.5264   0.6571
   7.500   1.0500   0.11670   0.10865  -0.1818   0.5200   0.6560
   7.750   1.0429   0.12187   0.11387  -0.1824   0.5157   0.6554
   8.000   1.0653   0.12419   0.11622  -0.1833   0.5106   0.6562
   8.250   1.0780   0.12764   0.11969  -0.1841   0.5067   0.6569
   8.500   1.0791   0.13280   0.12490  -0.1854   0.5073   0.6570
   8.750   0.9473   0.15229   0.14472  -0.1916   0.6028   0.6517
<< Back to GOE 234 (MVA CA5) AIRFOIL (goe234-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 234 (MVA CA5) AIRFOIL (goe234-il)