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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il)