GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.97 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe244-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe244-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 0.1257 0.12518 0.11847 -0.0903 0.8339 0.1348
-7.500 0.1121 0.12556 0.11890 -0.0898 0.8267 0.1375
-7.250 0.0907 0.12638 0.11980 -0.0874 0.8164 0.1382
-7.000 0.1303 0.12022 0.11361 -0.0895 0.8136 0.1407
-6.750 0.1284 0.11889 0.11233 -0.0866 0.8034 0.1427
-6.500 0.1379 0.11664 0.11007 -0.0868 0.7965 0.1465
-6.250 0.1257 0.11643 0.10990 -0.0854 0.7878 0.1508
-6.000 0.0974 0.11749 0.11105 -0.0823 0.7768 0.1522
-5.750 0.1280 0.11247 0.10600 -0.0841 0.7737 0.1544
-5.500 0.1129 0.11228 0.10590 -0.0788 0.7616 0.1557
-5.250 0.1286 0.10962 0.10323 -0.0792 0.7566 0.1609
-5.000 0.1089 0.10998 0.10367 -0.0762 0.7452 0.1650
-4.000 0.1308 0.09297 0.08648 -0.0901 0.7164 0.0883
-3.750 0.1240 0.09220 0.08577 -0.0877 0.7042 0.0868
-3.500 0.1605 0.08510 0.07854 -0.1001 0.6991 0.0799
-3.000 0.2863 0.06747 0.06035 -0.1405 0.6846 0.0725
-2.750 0.3921 0.05946 0.05175 -0.1649 0.6813 0.0737
-2.500 0.4889 0.05388 0.04547 -0.1826 0.6788 0.0759
-2.250 0.5322 0.05241 0.04358 -0.1888 0.6674 0.0766
-2.000 0.5897 0.05000 0.04069 -0.1948 0.6624 0.0780
-1.750 0.6442 0.04774 0.03796 -0.1990 0.6592 0.0799
-1.500 0.6624 0.04804 0.03822 -0.1987 0.6460 0.0816
-1.250 0.7065 0.04647 0.03652 -0.2008 0.6414 0.0860
-1.000 0.7304 0.04659 0.03648 -0.2009 0.6300 0.0897
-0.750 0.7700 0.04548 0.03535 -0.2024 0.6236 0.0949
-0.500 0.8208 0.04379 0.03352 -0.2052 0.6200 0.1026
-0.250 0.8393 0.04457 0.03428 -0.2051 0.6059 0.1107
0.000 0.8979 0.04272 0.03281 -0.2101 0.6015 0.1590
0.250 0.9154 0.04372 0.03400 -0.2095 0.5884 0.2544
0.500 0.9466 0.04343 0.03389 -0.2087 0.5826 0.3489
0.750 0.9521 0.04500 0.03559 -0.2054 0.5701 0.3819
1.000 0.9807 0.04484 0.03531 -0.2041 0.5639 0.4176
1.250 0.9920 0.04604 0.03648 -0.2020 0.5529 0.4343
1.500 1.0200 0.04592 0.03620 -0.2013 0.5460 0.4522
1.750 1.0507 0.04572 0.03580 -0.2013 0.5397 0.4665
2.000 1.0663 0.04698 0.03693 -0.2007 0.5294 0.4785
2.250 1.1029 0.04631 0.03603 -0.2011 0.5250 0.4920
2.500 1.1121 0.04804 0.03773 -0.1998 0.5154 0.5018
2.750 1.1407 0.04821 0.03770 -0.2000 0.5094 0.5169
3.000 1.1787 0.04743 0.03671 -0.2006 0.5056 0.5343
3.250 1.1768 0.05004 0.03938 -0.1982 0.4960 0.5435
3.500 1.2029 0.05030 0.03951 -0.1980 0.4907 0.5609
3.750 1.2397 0.04964 0.03868 -0.1984 0.4873 0.5809
4.000 1.2358 0.05264 0.04175 -0.1962 0.4793 0.5925
4.250 1.2496 0.05403 0.04312 -0.1951 0.4739 0.6079
4.500 1.2787 0.05406 0.04304 -0.1950 0.4705 0.6280
4.750 1.3159 0.05343 0.04225 -0.1955 0.4680 0.6518
5.000 1.2756 0.06014 0.04925 -0.1914 0.4581 0.6542
5.250 1.2913 0.06142 0.05051 -0.1905 0.4538 0.6724
5.500 1.3212 0.06118 0.05019 -0.1903 0.4511 0.6952
5.750 1.3578 0.06032 0.04925 -0.1905 0.4491 0.7225
6.250 1.2763 0.07602 0.06544 -0.1848 0.4320 0.7275
6.500 1.3028 0.07597 0.06539 -0.1843 0.4304 0.7562
6.750 1.3335 0.07531 0.06474 -0.1839 0.4291 0.7970
9.750 1.1576 0.14843 0.13889 -0.1870 0.3562 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 244 (MVA PR.4) AIRFOIL (goe244-il)