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

GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.87 at α=0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe244-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe244-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 244 (MVA PR.4) 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  -0.2914   0.16820   0.16313  -0.0056   1.0000   0.1580
  -7.500  -0.3107   0.16972   0.16472  -0.0055   1.0000   0.1598
  -7.250  -0.3368   0.17213   0.16723  -0.0050   1.0000   0.1605
  -7.000  -0.3086   0.16461   0.15975  -0.0036   1.0000   0.1629
  -6.750  -0.3053   0.16250   0.15770  -0.0024   1.0000   0.1657
  -6.500  -0.3084   0.16136   0.15661  -0.0014   1.0000   0.1689
  -6.250  -0.3167   0.16085   0.15617  -0.0006   1.0000   0.1724
  -6.000  -0.3317   0.16348   0.15885  -0.0043   0.9933   0.1760
  -5.750  -0.2860   0.15786   0.15321  -0.0101   0.9806   0.1800
  -5.500  -0.2609   0.15557   0.15091  -0.0138   0.9662   0.1870
  -5.250  -0.1558   0.14701   0.14206  -0.0332   0.8876   0.2025
  -5.000  -0.1597   0.14643   0.14151  -0.0331   0.8727   0.2084
  -4.750  -0.1881   0.14989   0.14503  -0.0355   0.8622   0.2119
  -4.500  -0.1448   0.14208   0.13719  -0.0355   0.8439   0.2167
  -4.250  -0.1215   0.13922   0.13431  -0.0375   0.8306   0.2248
  -4.000  -0.1409   0.14034   0.13550  -0.0376   0.8167   0.2302
  -3.750  -0.1365   0.13824   0.13344  -0.0398   0.8036   0.2336
  -3.500  -0.0933   0.13296   0.12809  -0.0407   0.7926   0.2425
  -3.250  -0.1053   0.13292   0.12811  -0.0398   0.7781   0.2485
  -3.000  -0.1038   0.13227   0.12749  -0.0446   0.7659   0.2540
  -2.750  -0.0744   0.12769   0.12288  -0.0427   0.7562   0.2609
  -2.500  -0.0811   0.12731   0.12254  -0.0415   0.7431   0.2670
  -2.250  -0.0539   0.12470   0.11990  -0.0483   0.7340   0.2770
  -2.000  -0.0599   0.12368   0.11895  -0.0446   0.7229   0.2809
  -1.750  -0.0315   0.12322   0.11845  -0.0551   0.7123   0.2963
  -1.500  -0.0311   0.12060   0.11587  -0.0500   0.7035   0.2998
  -1.250   0.0050   0.12073   0.11594  -0.0616   0.6929   0.3173
  -1.000   0.0013   0.11834   0.11360  -0.0565   0.6857   0.3196
  -0.750   0.0413   0.11456   0.10975  -0.0582   0.6800   0.3305
  -0.500   0.0409   0.11709   0.11233  -0.0652   0.6704   0.3397
  -0.250   0.2804   0.09980   0.09419  -0.1330   0.6566   0.1958
   0.000   0.2666   0.10173   0.09624  -0.1268   0.6497   0.2002
   0.250   0.5921   0.08675   0.07878  -0.2008   0.6355   0.1625
   0.500   0.6159   0.08822   0.08018  -0.2024   0.6291   0.1667
   0.750   0.6831   0.08685   0.07854  -0.2069   0.6242   0.1841
   1.000   0.1717   0.11306   0.10823  -0.0859   0.6396   0.3847
   1.250   0.1830   0.11392   0.10911  -0.0888   0.6387   0.3862
   1.500   0.7053   0.09578   0.08750  -0.2073   0.6071   0.2209
   1.750   0.7343   0.09765   0.08974  -0.2083   0.6038   0.3029
   2.000   0.7254   0.10223   0.09467  -0.2065   0.6036   0.3616
   2.250   0.7190   0.10621   0.09891  -0.2032   0.6041   0.4064
   2.500   0.5828   0.12256   0.11473  -0.2068   0.7030   0.1977
   2.750   0.6191   0.12564   0.11779  -0.2096   0.7002   0.2329
   3.000   0.6472   0.12941   0.12235  -0.2099   0.6984   0.3653
   3.250   0.6260   0.12980   0.12282  -0.2065   0.6934   0.3819
   3.500   0.6252   0.13154   0.12483  -0.2019   0.6865   0.4346
   3.750   0.6337   0.13415   0.12760  -0.1973   0.6823   0.4929
   4.000   0.6529   0.13797   0.13147  -0.1943   0.6799   0.5485
   4.250   0.6306   0.13753   0.13109  -0.1911   0.6741   0.5526
   4.500   0.6425   0.13939   0.13288  -0.1903   0.6680   0.5828
   4.750   0.6623   0.14184   0.13526  -0.1897   0.6641   0.6094
   5.000   0.6991   0.14636   0.13960  -0.1922   0.6615   0.6392
   5.250   0.6804   0.14573   0.13902  -0.1896   0.6543   0.6432
   5.500   0.7016   0.14799   0.14115  -0.1908   0.6477   0.6605
   5.750   0.7348   0.15170   0.14468  -0.1934   0.6440   0.6787
   6.000   0.7546   0.15516   0.14802  -0.1951   0.6415   0.6949
   6.250   0.7460   0.15479   0.14767  -0.1936   0.6329   0.7036
   6.500   0.7720   0.15762   0.15038  -0.1953   0.6272   0.7280
   6.750   0.8093   0.16248   0.15511  -0.1978   0.6240   0.7611
   7.000   0.7933   0.16175   0.15441  -0.1963   0.6169   0.7707
   7.250   0.8124   0.16390   0.15652  -0.1972   0.6100   0.8021
   7.500   0.8434   0.16764   0.16030  -0.1986   0.6059   0.8561
<< Back to GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il)