GOE 310 (MVA H.42) AIRFOIL (goe310-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 310 (MVA H.42) AIRFOIL (goe310-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.25 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe310-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe310-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 310 (MVA H.42) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3272 0.11184 0.10487 -0.0281 1.0000 0.1709
-8.750 -0.3310 0.11025 0.10338 -0.0283 1.0000 0.1755
-8.500 -0.3483 0.11077 0.10407 -0.0288 1.0000 0.1775
-8.250 -0.3363 0.10558 0.09892 -0.0279 1.0000 0.1803
-8.000 -0.3282 0.10200 0.09537 -0.0267 1.0000 0.1853
-7.750 -0.3370 0.10068 0.09417 -0.0259 1.0000 0.1900
-7.500 -0.3602 0.10101 0.09470 -0.0245 1.0000 0.1920
-7.250 -0.3660 0.09844 0.09225 -0.0233 1.0000 0.1939
-7.000 -0.3530 0.09410 0.08792 -0.0209 1.0000 0.2011
-6.750 -0.3685 0.09336 0.08731 -0.0199 1.0000 0.2056
-6.500 -0.3904 0.09407 0.08814 -0.0209 1.0000 0.2073
-6.250 -0.3728 0.08797 0.08209 -0.0163 1.0000 0.2140
-6.000 -0.3837 0.08689 0.08109 -0.0158 1.0000 0.2201
-5.750 -0.3905 0.08483 0.07910 -0.0152 1.0000 0.2234
-5.500 -0.3871 0.08149 0.07580 -0.0123 1.0000 0.2284
-5.250 -0.3968 0.08160 0.07589 -0.0146 1.0000 0.2364
-4.750 -0.3924 0.07489 0.06933 -0.0093 1.0000 0.2463
-4.500 -0.3928 0.07289 0.06732 -0.0097 1.0000 0.2535
-4.250 -0.3902 0.07027 0.06474 -0.0077 1.0000 0.2607
-4.000 -0.3872 0.06804 0.06250 -0.0076 1.0000 0.2698
-3.500 -0.3770 0.06388 0.05827 -0.0067 1.0000 0.2982
-3.250 -0.3700 0.06163 0.05598 -0.0060 1.0000 0.3133
-3.000 -0.3619 0.05925 0.05357 -0.0051 1.0000 0.3287
-2.750 -0.3533 0.05681 0.05109 -0.0041 1.0000 0.3447
-2.500 -0.3443 0.05439 0.04865 -0.0029 1.0000 0.3628
-2.250 -0.2530 0.04719 0.03974 -0.0223 1.0000 0.1645
-2.000 -0.2356 0.04498 0.03732 -0.0219 1.0000 0.1596
-1.750 -0.2124 0.04252 0.03451 -0.0226 0.9989 0.1549
-1.500 -0.1655 0.03909 0.03020 -0.0268 0.9905 0.1474
-1.250 -0.1226 0.03697 0.02746 -0.0300 0.9822 0.1475
-1.000 -0.0848 0.03567 0.02580 -0.0324 0.9729 0.1521
-0.750 -0.0469 0.03495 0.02469 -0.0348 0.9637 0.1647
-0.500 -0.0047 0.03443 0.02397 -0.0378 0.9548 0.1822
-0.250 0.0358 0.03367 0.02293 -0.0402 0.9458 0.2243
0.000 0.0737 0.03352 0.02288 -0.0426 0.9370 0.3162
0.250 0.1098 0.03394 0.02322 -0.0449 0.9278 0.3720
0.500 0.1403 0.03406 0.02332 -0.0465 0.9184 0.4093
0.750 0.1834 0.03427 0.02348 -0.0501 0.9099 0.4410
1.000 0.2129 0.03416 0.02357 -0.0515 0.9008 0.4883
1.250 0.2443 0.03360 0.02377 -0.0531 0.8925 0.5669
1.500 0.3328 0.03407 0.02452 -0.0657 0.8831 1.0000
1.750 0.3543 0.03496 0.02513 -0.0654 0.8729 1.0000
2.000 0.3868 0.03587 0.02577 -0.0669 0.8639 1.0000
2.250 0.4125 0.03674 0.02645 -0.0674 0.8538 1.0000
2.500 0.4315 0.03768 0.02726 -0.0668 0.8435 1.0000
2.750 0.4622 0.03858 0.02804 -0.0679 0.8339 1.0000
3.000 0.4887 0.03947 0.02886 -0.0684 0.8233 1.0000
3.250 0.5057 0.04046 0.02980 -0.0675 0.8119 1.0000
3.500 0.5293 0.04140 0.03071 -0.0675 0.8006 1.0000
3.750 0.5592 0.04223 0.03153 -0.0682 0.7889 1.0000
4.000 0.5940 0.04288 0.03222 -0.0694 0.7763 1.0000
4.250 0.6277 0.04342 0.03281 -0.0701 0.7624 1.0000
4.500 0.6575 0.04394 0.03338 -0.0702 0.7476 1.0000
4.750 0.6840 0.04450 0.03401 -0.0698 0.7320 1.0000
5.000 0.7060 0.04516 0.03478 -0.0687 0.7154 1.0000
5.250 0.7300 0.04571 0.03543 -0.0677 0.6983 1.0000
5.500 0.7688 0.04522 0.03508 -0.0675 0.6783 1.0000
5.750 0.8830 0.03951 0.02979 -0.0724 0.6576 1.0000
6.000 0.8941 0.04019 0.03058 -0.0692 0.6377 1.0000
6.250 0.9435 0.03814 0.02878 -0.0688 0.6175 1.0000
6.500 1.0043 0.03497 0.02582 -0.0689 0.5951 1.0000
6.750 1.0251 0.03501 0.02606 -0.0666 0.5751 1.0000
7.000 1.0564 0.03446 0.02570 -0.0653 0.5560 1.0000
7.250 1.0934 0.03357 0.02499 -0.0645 0.5372 1.0000
7.500 1.1051 0.03394 0.02556 -0.0611 0.5148 1.0000
7.750 1.1323 0.03270 0.02447 -0.0586 0.4885 1.0000
8.000 1.1535 0.03211 0.02405 -0.0557 0.4636 1.0000
8.250 1.1644 0.03144 0.02347 -0.0513 0.4317 1.0000
8.500 1.1649 0.03127 0.02336 -0.0457 0.3934 1.0000
8.750 1.1599 0.03140 0.02324 -0.0394 0.3433 1.0000
9.000 1.1461 0.03264 0.02400 -0.0327 0.2875 1.0000
9.250 1.1288 0.03481 0.02563 -0.0265 0.2370 1.0000
9.500 1.1165 0.03737 0.02766 -0.0219 0.1985 1.0000
9.750 1.1122 0.03985 0.02981 -0.0184 0.1698 1.0000
10.000 1.1166 0.04212 0.03201 -0.0158 0.1477 1.0000
10.250 1.1266 0.04420 0.03391 -0.0136 0.1308 1.0000
10.500 1.1604 0.04634 0.03590 -0.0129 0.1150 1.0000
10.750 1.1991 0.04898 0.03851 -0.0134 0.1027 1.0000
11.000 1.2307 0.05252 0.04258 -0.0133 0.0981 1.0000
11.250 1.2539 0.05618 0.04657 -0.0129 0.0944 1.0000
11.500 1.2775 0.06052 0.05101 -0.0132 0.0906 1.0000
11.750 1.2699 0.06375 0.05464 -0.0097 0.0900 1.0000
12.000 1.2589 0.06721 0.05845 -0.0065 0.0897 1.0000
12.250 1.2476 0.07099 0.06253 -0.0039 0.0899 1.0000
12.500 1.2340 0.07510 0.06691 -0.0018 0.0902 1.0000
12.750 1.2197 0.07946 0.07150 -0.0003 0.0906 1.0000
13.000 1.2026 0.08415 0.07643 0.0007 0.0911 1.0000
13.250 1.1521 0.08923 0.08185 0.0001 0.0924 1.0000
13.500 1.0707 0.10133 0.09426 -0.0068 0.0991 1.0000
13.750 1.0448 0.10972 0.10271 -0.0107 0.1013 1.0000
14.000 1.0260 0.11783 0.11084 -0.0142 0.1026 1.0000
14.250 0.9484 0.14158 0.13444 -0.0307 0.1147 1.0000
14.500 0.9151 0.15591 0.14857 -0.0399 0.1251 1.0000
14.750 0.9016 0.16542 0.15800 -0.0453 0.1359 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 310 (MVA H.42) AIRFOIL (goe310-il)