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

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
<< Back to GOE 241 (MVA PR.1) AIRFOIL (goe241-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 241 (MVA PR.1) AIRFOIL (goe241-il)