GOE 241 (MVA PR.1) AIRFOIL (goe241-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 241 (MVA PR.1) AIRFOIL (goe241-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.77 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe241-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe241-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 241 (MVA PR.1) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2503 0.17406 0.16826 -0.0203 1.0000 0.1685
-11.250 -0.2656 0.17506 0.16935 -0.0199 1.0000 0.1721
-11.000 -0.2935 0.17837 0.17276 -0.0198 1.0000 0.1734
-10.750 -0.2711 0.17138 0.16582 -0.0177 1.0000 0.1762
-10.500 -0.2684 0.16947 0.16397 -0.0161 1.0000 0.1801
-10.250 -0.2671 0.16818 0.16272 -0.0167 0.9983 0.1856
-10.000 -0.2831 0.17116 0.16574 -0.0231 0.9914 0.1902
-9.750 -0.2182 0.16091 0.15541 -0.0276 0.9822 0.1994
-9.500 -0.2265 0.16207 0.15660 -0.0321 0.9734 0.2067
-9.250 -0.1794 0.15469 0.14917 -0.0365 0.9649 0.2140
-9.000 -0.1752 0.15379 0.14829 -0.0396 0.9553 0.2227
-8.750 -0.1609 0.15047 0.14498 -0.0426 0.9462 0.2271
-8.500 -0.1317 0.14670 0.14117 -0.0461 0.9373 0.2367
-8.250 -0.1624 0.14996 0.14452 -0.0468 0.9265 0.2418
-8.000 -0.1006 0.14126 0.13573 -0.0514 0.9192 0.2512
-7.750 -0.1194 0.14258 0.13712 -0.0507 0.9075 0.2585
-7.500 -0.0753 0.13660 0.13109 -0.0553 0.9010 0.2679
-7.250 -0.0908 0.13725 0.13179 -0.0533 0.8886 0.2754
-6.750 -0.0666 0.13233 0.12690 -0.0548 0.8702 0.2902
-6.500 -0.1077 0.13615 0.13082 -0.0525 0.8609 0.2959
-6.250 -0.0609 0.12919 0.12381 -0.0546 0.8518 0.3028
-6.000 -0.0661 0.12917 0.12380 -0.0543 0.8440 0.3126
-5.750 -0.1211 0.13333 0.12811 -0.0478 0.8342 0.3146
-5.500 -0.0447 0.12451 0.11917 -0.0547 0.8287 0.3252
-5.250 -0.0786 0.12621 0.12098 -0.0483 0.8184 0.3288
-5.000 -0.1328 0.13046 0.12537 -0.0447 0.8123 0.3340
-4.750 -0.0914 0.12439 0.11923 -0.0448 0.8048 0.3394
-4.500 -0.1044 0.12434 0.11924 -0.0411 0.7984 0.3448
-4.250 -0.1439 0.12723 0.12224 -0.0391 0.7951 0.3524
-4.000 -0.0991 0.12154 0.11647 -0.0412 0.7895 0.3596
-3.750 -0.1294 0.12261 0.11766 -0.0354 0.7853 0.3621
-3.500 -0.1524 0.12362 0.11874 -0.0331 0.7831 0.3697
-3.250 -0.1696 0.12371 0.11891 -0.0329 0.7835 0.3739
-3.000 0.1310 0.07480 0.06774 -0.1576 0.7700 0.1671
-2.750 0.1552 0.07421 0.06678 -0.1630 0.7667 0.1665
-2.500 0.1846 0.07405 0.06624 -0.1676 0.7640 0.1669
-2.250 0.2142 0.07419 0.06604 -0.1710 0.7608 0.1672
-2.000 0.2935 0.07277 0.06403 -0.1784 0.7517 0.1699
-1.750 0.2977 0.07445 0.06559 -0.1779 0.7502 0.1717
-1.500 0.3148 0.07590 0.06703 -0.1786 0.7506 0.1755
-1.250 0.1930 0.08515 0.07686 -0.1709 0.8647 0.1680
-1.000 0.1923 0.08479 0.07643 -0.1685 0.8578 0.1688
-0.750 0.2237 0.08599 0.07738 -0.1707 0.8518 0.1726
-0.500 0.2647 0.08809 0.07958 -0.1741 0.8477 0.1804
-0.250 0.2721 0.08887 0.08035 -0.1729 0.8425 0.1849
0.000 0.2978 0.09005 0.08149 -0.1740 0.8333 0.1920
0.250 0.3441 0.09287 0.08446 -0.1785 0.8289 0.2103
0.500 0.3458 0.09351 0.08522 -0.1768 0.8221 0.2233
0.750 0.3789 0.09541 0.08780 -0.1793 0.8132 0.2867
1.000 0.4031 0.09955 0.09248 -0.1774 0.8086 0.4213
1.250 0.3912 0.09979 0.09275 -0.1722 0.7968 0.4522
1.500 0.4081 0.10406 0.09708 -0.1670 0.7906 0.5122
1.750 0.3923 0.10406 0.09717 -0.1613 0.7792 0.5255
2.000 0.4151 0.10739 0.10044 -0.1580 0.7719 0.5710
2.250 0.4081 0.10775 0.10079 -0.1544 0.7596 0.5867
2.500 0.4390 0.11090 0.10389 -0.1528 0.7524 0.6262
2.750 0.4321 0.11098 0.10395 -0.1500 0.7388 0.6390
3.000 0.4591 0.11392 0.10682 -0.1494 0.7321 0.6727
3.250 0.4617 0.11425 0.10717 -0.1469 0.7177 0.6922
3.500 0.4660 0.11576 0.10868 -0.1453 0.7074 0.7103
3.750 0.5057 0.11852 0.11131 -0.1470 0.6966 0.7334
4.000 0.5027 0.11949 0.11227 -0.1459 0.6828 0.7377
4.250 0.5256 0.12260 0.11527 -0.1484 0.6736 0.7437
4.500 0.5623 0.12537 0.11789 -0.1512 0.6601 0.7506
4.750 0.5593 0.12684 0.11936 -0.1505 0.6467 0.7545
5.000 0.5888 0.13048 0.12287 -0.1533 0.6383 0.7630
5.250 0.6017 0.13219 0.12454 -0.1537 0.6254 0.7696
5.500 0.6175 0.13558 0.12786 -0.1552 0.6197 0.7769
5.750 0.6290 0.13749 0.12972 -0.1559 0.6079 0.7834
6.000 0.6616 0.14165 0.13377 -0.1585 0.6029 0.7945
6.250 0.6549 0.14255 0.13468 -0.1578 0.5909 0.7996
6.500 0.7011 0.14717 0.13917 -0.1610 0.5855 0.8150
6.750 0.6787 0.14767 0.13973 -0.1596 0.5769 0.8178
7.000 0.7019 0.15044 0.14244 -0.1610 0.5703 0.8305
7.250 0.7398 0.15514 0.14708 -0.1635 0.5670 0.8488
7.500 0.7176 0.15534 0.14735 -0.1623 0.5601 0.8534
7.750 0.7344 0.15756 0.14959 -0.1631 0.5533 0.8716
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 241 (MVA PR.1) AIRFOIL (goe241-il)