GOE 242 (MVA PR.2) AIRFOIL (goe242-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 242 (MVA PR.2) AIRFOIL (goe242-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.01 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe242-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe242-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 242 (MVA PR.2) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2140 0.13926 0.13400 -0.0491 0.9552 0.2288
-8.250 -0.1688 0.13115 0.12581 -0.0497 0.9480 0.2380
-8.000 -0.1886 0.13338 0.12811 -0.0535 0.9400 0.2456
-7.750 -0.1492 0.12660 0.12127 -0.0536 0.9326 0.2576
-7.500 -0.1393 0.12407 0.11875 -0.0560 0.9259 0.2660
-7.250 -0.1405 0.12330 0.11801 -0.0556 0.9179 0.2760
-7.000 -0.1324 0.12073 0.11544 -0.0562 0.9114 0.2823
-6.750 -0.1351 0.12035 0.11508 -0.0567 0.9058 0.2928
-6.500 -0.1466 0.11950 0.11430 -0.0536 0.8986 0.2961
-6.250 -0.1317 0.11698 0.11176 -0.0543 0.8934 0.3063
-6.000 -0.1613 0.11837 0.11326 -0.0509 0.8880 0.3107
-5.750 -0.1469 0.11536 0.11024 -0.0492 0.8832 0.3174
-5.500 -0.1787 0.11707 0.11205 -0.0447 0.8803 0.3239
-5.250 -0.1662 0.11423 0.10921 -0.0444 0.8771 0.3311
-5.000 -0.1897 0.11544 0.11050 -0.0423 0.8751 0.3402
-4.750 -0.1879 0.11320 0.10829 -0.0397 0.8727 0.3450
-4.500 -0.1992 0.11287 0.10801 -0.0366 0.8724 0.3527
-4.250 -0.2460 0.11533 0.11063 -0.0317 0.8800 0.3564
-4.000 -0.0092 0.06466 0.05793 -0.1527 0.8697 0.1447
-3.750 0.0591 0.06084 0.05335 -0.1656 0.8655 0.1435
-3.500 0.1319 0.05849 0.05020 -0.1760 0.8597 0.1460
-3.250 0.1719 0.05791 0.04920 -0.1795 0.8564 0.1477
-3.000 -0.1657 0.06562 0.05950 -0.1212 1.0000 0.1458
-2.750 -0.1033 0.06238 0.05558 -0.1332 1.0000 0.1409
-2.500 -0.0541 0.06115 0.05377 -0.1406 1.0000 0.1423
-2.250 -0.0111 0.06079 0.05292 -0.1458 0.9995 0.1447
-2.000 0.0340 0.06108 0.05279 -0.1504 0.9968 0.1466
-1.750 0.0751 0.06185 0.05346 -0.1538 0.9944 0.1510
-1.500 0.1080 0.06277 0.05433 -0.1561 0.9911 0.1597
-1.250 0.1482 0.06404 0.05563 -0.1595 0.9861 0.1710
-1.000 0.1977 0.06590 0.05753 -0.1649 0.9829 0.1923
-0.750 0.2403 0.06674 0.05946 -0.1702 0.9774 0.2817
-0.500 0.2441 0.07023 0.06345 -0.1634 0.9677 0.4563
-0.250 0.2475 0.07314 0.06634 -0.1565 0.9562 0.5076
0.000 0.2473 0.07465 0.06783 -0.1506 0.9456 0.5392
0.250 0.2638 0.07783 0.07094 -0.1465 0.9393 0.5858
0.500 0.2595 0.07791 0.07105 -0.1402 0.9273 0.6112
0.750 0.2714 0.07932 0.07238 -0.1374 0.9201 0.6445
1.000 0.2911 0.08056 0.07352 -0.1360 0.9093 0.6814
1.250 0.2985 0.08111 0.07402 -0.1332 0.8992 0.7094
1.500 0.3347 0.08329 0.07603 -0.1355 0.8912 0.7424
1.750 0.3472 0.08371 0.07637 -0.1350 0.8781 0.7525
2.000 0.3694 0.08524 0.07778 -0.1367 0.8669 0.7620
2.250 0.4151 0.08828 0.08062 -0.1418 0.8575 0.7774
2.500 0.4323 0.08930 0.08157 -0.1424 0.8433 0.7892
2.750 0.4469 0.09056 0.08277 -0.1425 0.8298 0.7999
3.000 0.4668 0.09240 0.08454 -0.1437 0.8177 0.8086
3.250 0.5019 0.09528 0.08730 -0.1476 0.8064 0.8151
3.500 0.5445 0.09842 0.09031 -0.1522 0.7921 0.8199
3.750 0.5565 0.09978 0.09166 -0.1524 0.7772 0.8232
4.000 0.5733 0.10173 0.09357 -0.1533 0.7622 0.8265
4.250 0.5902 0.10396 0.09576 -0.1545 0.7479 0.8293
4.500 0.6093 0.10642 0.09818 -0.1560 0.7338 0.8322
4.750 0.6286 0.10888 0.10061 -0.1573 0.7204 0.8357
5.000 0.6550 0.11175 0.10344 -0.1595 0.7089 0.8400
5.250 0.6902 0.11478 0.10642 -0.1624 0.6950 0.8447
5.500 0.4781 0.11465 0.10729 -0.1214 0.6538 0.8369
5.750 0.5081 0.11809 0.11066 -0.1239 0.6464 0.8414
6.000 0.5169 0.11991 0.11248 -0.1241 0.6333 0.8445
6.250 0.5181 0.12197 0.11455 -0.1239 0.6232 0.8468
6.500 0.5506 0.12543 0.11796 -0.1265 0.6156 0.8511
6.750 0.5412 0.12675 0.11932 -0.1253 0.6065 0.8526
7.000 0.5721 0.13015 0.12269 -0.1276 0.5992 0.8579
7.250 0.5634 0.13128 0.12386 -0.1266 0.5902 0.8602
7.500 0.5912 0.13451 0.12707 -0.1285 0.5830 0.8662
7.750 0.5860 0.13597 0.12858 -0.1278 0.5773 0.8692
8.000 0.5967 0.13785 0.13048 -0.1282 0.5693 0.8742
8.250 0.6288 0.14228 0.13490 -0.1307 0.5654 0.8818
8.500 0.6064 0.14126 0.13397 -0.1282 0.5572 0.8834
8.750 0.6270 0.14399 0.13672 -0.1293 0.5509 0.8920
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 242 (MVA PR.2) AIRFOIL (goe242-il)