GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 44.6 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe243-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe243-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 0.1194 0.11583 0.11087 -0.1059 0.8999 0.1272
-8.750 0.1169 0.11492 0.11000 -0.1041 0.8905 0.1306
-8.500 0.0887 0.11462 0.10976 -0.1086 0.8821 0.1357
-8.250 0.1512 0.10840 0.10348 -0.1111 0.8819 0.1395
-8.000 0.1610 0.10618 0.10124 -0.1170 0.8789 0.1485
-7.750 0.1177 0.10757 0.10274 -0.1119 0.8630 0.1499
-7.500 0.1858 0.10142 0.09652 -0.1144 0.8631 0.1548
-7.250 0.1805 0.10093 0.09606 -0.1125 0.8535 0.1609
-7.000 0.1708 0.09949 0.09467 -0.1126 0.8451 0.1662
-6.750 0.2018 0.09660 0.09174 -0.1156 0.8425 0.1776
-6.500 0.1431 0.09981 0.09508 -0.1075 0.8256 0.1789
-6.250 0.2131 0.09371 0.08892 -0.1114 0.8259 0.1876
-6.000 0.1852 0.09363 0.08888 -0.1109 0.8182 0.1964
-5.750 0.1890 0.09288 0.08818 -0.1054 0.8070 0.1987
-5.000 0.2080 0.05086 0.04444 -0.1852 0.7804 0.1102
-4.750 0.1832 0.05181 0.04577 -0.1769 0.7658 0.1117
-4.500 0.2657 0.04661 0.03984 -0.1902 0.7638 0.1026
-4.250 0.3482 0.04313 0.03546 -0.2014 0.7625 0.0996
-4.000 0.4071 0.04045 0.03269 -0.2062 0.7614 0.1016
-3.750 0.4087 0.04123 0.03342 -0.2034 0.7479 0.1018
-3.500 0.4601 0.03934 0.03135 -0.2065 0.7449 0.1024
-3.250 0.5133 0.03740 0.02932 -0.2094 0.7430 0.1039
-3.000 0.5617 0.03571 0.02760 -0.2113 0.7410 0.1064
-2.750 0.5716 0.03640 0.02829 -0.2089 0.7295 0.1084
-2.500 0.6067 0.03532 0.02740 -0.2088 0.7247 0.1137
-2.250 0.6519 0.03401 0.02612 -0.2101 0.7219 0.1211
-2.000 0.7070 0.03235 0.02452 -0.2138 0.7197 0.1333
-1.750 0.7546 0.03136 0.02419 -0.2204 0.7098 0.2224
-1.500 0.7809 0.03230 0.02539 -0.2178 0.7033 0.3759
-1.250 0.8069 0.03297 0.02603 -0.2140 0.6996 0.4097
-1.000 0.7983 0.03489 0.02815 -0.2065 0.6874 0.4163
-0.750 0.8172 0.03554 0.02880 -0.2018 0.6820 0.4347
-0.500 0.8425 0.03591 0.02912 -0.1977 0.6787 0.4549
-0.250 0.8256 0.03785 0.03123 -0.1894 0.6655 0.4594
0.000 0.8554 0.03774 0.03103 -0.1873 0.6612 0.4787
0.250 0.9012 0.03707 0.03018 -0.1886 0.6582 0.4982
0.500 0.8871 0.03849 0.03174 -0.1817 0.6451 0.5015
0.750 0.9267 0.03754 0.03067 -0.1823 0.6409 0.5086
1.000 0.9917 0.03593 0.02878 -0.1890 0.6377 0.5126
1.250 1.0017 0.03693 0.02983 -0.1884 0.6255 0.5152
1.500 1.0718 0.03528 0.02786 -0.1969 0.6206 0.5198
1.750 1.1172 0.03416 0.02656 -0.1990 0.6162 0.5228
2.000 1.1196 0.03517 0.02768 -0.1958 0.6044 0.5251
2.250 1.1687 0.03404 0.02635 -0.1988 0.5992 0.5309
2.500 1.1915 0.03449 0.02677 -0.1992 0.5899 0.5371
2.750 1.2292 0.03405 0.02621 -0.2013 0.5825 0.5433
3.000 1.2759 0.03310 0.02506 -0.2037 0.5777 0.5488
3.250 1.2798 0.03421 0.02630 -0.2008 0.5676 0.5533
3.500 1.3267 0.03360 0.02548 -0.2045 0.5611 0.5629
3.750 1.3560 0.03353 0.02536 -0.2043 0.5555 0.5687
4.000 1.3632 0.03456 0.02650 -0.2018 0.5472 0.5751
4.250 1.4032 0.03423 0.02603 -0.2040 0.5416 0.5847
4.500 1.4336 0.03421 0.02594 -0.2043 0.5357 0.5919
4.750 1.4443 0.03515 0.02695 -0.2026 0.5272 0.6005
5.000 1.4798 0.03471 0.02641 -0.2034 0.5215 0.6087
5.250 1.5075 0.03512 0.02676 -0.2039 0.5153 0.6205
5.500 1.5107 0.03601 0.02780 -0.2003 0.5078 0.6261
5.750 1.5557 0.03543 0.02701 -0.2030 0.5016 0.6393
6.000 1.5671 0.03605 0.02771 -0.2006 0.4947 0.6461
6.250 1.5786 0.03684 0.02854 -0.1986 0.4874 0.6563
6.500 1.6194 0.03631 0.02788 -0.2003 0.4819 0.6681
6.750 1.6309 0.03722 0.02886 -0.1984 0.4758 0.6778
7.000 1.6279 0.03836 0.03014 -0.1942 0.4692 0.6852
7.250 1.6703 0.03799 0.02963 -0.1964 0.4635 0.6982
7.500 1.6907 0.03857 0.03020 -0.1956 0.4576 0.7099
7.750 1.6761 0.04026 0.03209 -0.1901 0.4509 0.7159
8.000 1.7121 0.03997 0.03168 -0.1912 0.4448 0.7293
8.250 1.7376 0.04029 0.03194 -0.1911 0.4387 0.7414
8.500 1.7172 0.04251 0.03438 -0.1854 0.4316 0.7471
8.750 1.7560 0.04194 0.03367 -0.1867 0.4250 0.7611
9.000 1.7652 0.04292 0.03467 -0.1847 0.4184 0.7711
9.250 1.7502 0.04509 0.03701 -0.1801 0.4108 0.7777
9.500 1.8083 0.04339 0.03501 -0.1833 0.4036 0.7948
9.750 1.7705 0.04689 0.03882 -0.1765 0.3959 0.7987
10.000 1.7904 0.04707 0.03895 -0.1757 0.3877 0.8109
10.250 1.7942 0.04840 0.04031 -0.1734 0.3795 0.8214
10.500 1.7886 0.05021 0.04221 -0.1704 0.3704 0.8311
10.750 1.8032 0.05076 0.04273 -0.1691 0.3617 0.8460
11.000 1.7909 0.05321 0.04532 -0.1658 0.3520 0.8592
11.250 1.7976 0.05407 0.04619 -0.1638 0.3434 1.0000
11.500 1.7873 0.05692 0.04910 -0.1613 0.3338 1.0000
11.750 1.8014 0.05804 0.05012 -0.1604 0.3258 1.0000
12.000 1.7848 0.06174 0.05395 -0.1579 0.3172 1.0000
12.250 1.8376 0.05976 0.05162 -0.1592 0.3112 1.0000
12.500 1.7826 0.06706 0.05933 -0.1551 0.3040 1.0000
12.750 1.7952 0.06848 0.06071 -0.1544 0.2985 1.0000
13.000 1.8462 0.06651 0.05846 -0.1553 0.2945 1.0000
13.250 1.7882 0.07489 0.06727 -0.1521 0.2895 1.0000
13.500 1.7503 0.08204 0.07467 -0.1505 0.2847 1.0000
13.750 1.7643 0.08347 0.07609 -0.1501 0.2815 1.0000
14.000 1.8096 0.08143 0.07388 -0.1501 0.2791 1.0000
14.250 1.8225 0.08321 0.07567 -0.1496 0.2765 1.0000
14.500 1.1598 0.21992 0.21416 -0.2006 0.3124 0.8315
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il)