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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 234 (MVA CA5) AIRFOIL (goe234-il)