GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.66 at α=-0.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe243-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe243-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2246 0.15647 0.15101 -0.0226 0.9718 0.2326
-7.500 -0.2102 0.15513 0.14965 -0.0261 0.9634 0.2426
-7.250 -0.2507 0.15912 0.15375 -0.0248 0.9610 0.2451
-7.000 -0.1794 0.14975 0.14430 -0.0300 0.9452 0.2551
-6.750 -0.1994 0.15138 0.14600 -0.0296 0.9399 0.2619
-6.500 -0.1714 0.14680 0.14142 -0.0327 0.9299 0.2669
-6.250 -0.1570 0.14449 0.13911 -0.0333 0.9208 0.2740
-6.000 -0.1859 0.14780 0.14250 -0.0335 0.9164 0.2812
-5.750 -0.1738 0.14357 0.13830 -0.0326 0.9065 0.2841
-5.500 -0.1335 0.13933 0.13401 -0.0364 0.8958 0.2930
-5.250 -0.1594 0.14046 0.13524 -0.0328 0.8891 0.2985
-5.000 -0.2162 0.14507 0.13999 -0.0274 0.8883 0.3009
-4.750 -0.1511 0.13654 0.13138 -0.0327 0.8728 0.3065
-4.500 -0.1437 0.13484 0.12971 -0.0324 0.8646 0.3123
-4.250 -0.3450 0.14894 0.14437 -0.0053 0.9563 0.3016
-4.000 -0.2016 0.13823 0.13327 -0.0289 0.8579 0.3221
-3.750 -0.2007 0.13524 0.13033 -0.0254 0.8518 0.3236
-3.500 -0.1616 0.13086 0.12589 -0.0281 0.8377 0.3293
-3.250 -0.1769 0.13062 0.12573 -0.0249 0.8341 0.3328
-3.000 -0.1934 0.13125 0.12643 -0.0241 0.8362 0.3389
-2.250 0.2054 0.07250 0.06457 -0.1780 0.7907 0.1573
-2.000 0.2900 0.07127 0.06276 -0.1869 0.7796 0.1638
-1.750 0.2834 0.07262 0.06413 -0.1846 0.7710 0.1648
-1.500 0.3156 0.07302 0.06463 -0.1856 0.7630 0.1693
-1.250 0.3450 0.07383 0.06541 -0.1866 0.7543 0.1754
-1.000 0.3598 0.07510 0.06675 -0.1867 0.7466 0.1821
-0.750 0.4258 0.07517 0.06709 -0.1919 0.7368 0.2111
-0.500 0.4187 0.07763 0.06982 -0.1904 0.7317 0.2202
-0.250 0.4334 0.07963 0.07225 -0.1906 0.7262 0.2582
0.000 0.4608 0.08183 0.07483 -0.1868 0.7188 0.3684
0.250 0.4491 0.08492 0.07804 -0.1813 0.7154 0.3933
0.500 0.4268 0.08999 0.08326 -0.1815 0.7401 0.3937
1.250 0.3770 0.09979 0.09332 -0.1731 0.7869 0.4322
1.500 0.3728 0.10276 0.09641 -0.1639 0.7816 0.4615
1.750 0.3756 0.10619 0.09980 -0.1580 0.7784 0.4948
2.000 0.3585 0.10596 0.09964 -0.1522 0.7680 0.5036
2.250 0.3670 0.10827 0.10190 -0.1469 0.7617 0.5356
2.500 0.3841 0.11171 0.10528 -0.1428 0.7586 0.5712
2.750 0.3657 0.11108 0.10469 -0.1394 0.7508 0.5770
3.000 0.3757 0.11245 0.10603 -0.1363 0.7433 0.6055
3.250 0.3957 0.11484 0.10837 -0.1335 0.7390 0.6440
3.500 0.3896 0.11542 0.10894 -0.1317 0.7320 0.6558
3.750 0.4040 0.11656 0.11004 -0.1311 0.7239 0.6718
4.000 0.4546 0.12078 0.11406 -0.1378 0.7186 0.6753
4.250 0.4513 0.12144 0.11472 -0.1374 0.7108 0.6747
4.500 0.4841 0.12393 0.11709 -0.1414 0.7015 0.6749
4.750 0.5343 0.12876 0.12178 -0.1469 0.6973 0.6785
5.000 0.5156 0.12783 0.12092 -0.1444 0.6863 0.6789
5.250 0.5622 0.13171 0.12468 -0.1493 0.6783 0.6833
5.500 0.5592 0.13243 0.12541 -0.1489 0.6667 0.6847
5.750 0.6224 0.13793 0.13074 -0.1557 0.6565 0.6896
6.000 0.6193 0.13773 0.13055 -0.1552 0.6406 0.6913
6.250 0.6296 0.13982 0.13265 -0.1561 0.6294 0.6947
6.500 0.6848 0.14420 0.13692 -0.1605 0.6172 0.7043
6.750 0.6733 0.14455 0.13731 -0.1597 0.6027 0.7066
7.000 0.6916 0.14764 0.14038 -0.1616 0.5922 0.7121
7.250 0.7476 0.15205 0.14466 -0.1654 0.5771 0.7225
7.500 0.7371 0.15259 0.14525 -0.1650 0.5610 0.7250
7.750 0.7405 0.15534 0.14801 -0.1659 0.5502 0.7297
8.000 0.7985 0.16018 0.15272 -0.1693 0.5379 0.7448
8.250 0.7696 0.16101 0.15364 -0.1689 0.5275 0.7451
8.500 0.8211 0.16597 0.15847 -0.1718 0.5182 0.7602
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 243 (MVA PR.3) AIRFOIL (goe243-il)