GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.54 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe311-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe311-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2707 0.09939 0.09498 -0.0293 1.0000 0.0730
-7.750 -0.2707 0.09723 0.09290 -0.0293 1.0000 0.0752
-7.500 -0.2799 0.09597 0.09176 -0.0278 1.0000 0.0768
-7.250 -0.2971 0.09551 0.09143 -0.0252 1.0000 0.0779
-7.000 -0.3161 0.09540 0.09145 -0.0231 1.0000 0.0787
-6.750 -0.3359 0.09559 0.09176 -0.0216 1.0000 0.0792
-6.500 -0.3197 0.09211 0.08827 -0.0308 0.9941 0.0805
-6.250 -0.2979 0.08655 0.08273 -0.0286 0.9894 0.0833
-5.750 -0.2236 0.07684 0.07289 -0.0471 0.9719 0.0950
-5.250 -0.1441 0.06751 0.06336 -0.0630 0.9553 0.1089
-5.000 -0.0880 0.06389 0.05942 -0.0769 0.9439 0.1196
-4.750 -0.0685 0.05912 0.05474 -0.0757 0.9335 0.1238
-4.500 -0.0228 0.05555 0.05087 -0.0845 0.9208 0.1345
-4.250 0.0022 0.05153 0.04683 -0.0851 0.9096 0.1393
-4.000 0.0365 0.04814 0.04321 -0.0889 0.8966 0.1510
-3.750 0.0688 0.04526 0.04004 -0.0916 0.8826 0.1639
-3.500 0.0934 0.04262 0.03724 -0.0918 0.8684 0.1788
-3.250 0.1171 0.04028 0.03474 -0.0916 0.8540 0.1942
-3.000 0.1427 0.03831 0.03252 -0.0918 0.8397 0.2085
-2.750 0.1655 0.03643 0.03049 -0.0912 0.8257 0.2243
-2.500 0.1905 0.03478 0.02864 -0.0911 0.8121 0.2390
-2.250 0.2407 0.02925 0.02192 -0.0951 0.8008 0.1459
-2.000 0.2686 0.02753 0.01982 -0.0950 0.7894 0.1460
-1.750 0.2967 0.02587 0.01778 -0.0947 0.7804 0.1452
-1.500 0.3249 0.02447 0.01602 -0.0946 0.7692 0.1449
-1.250 0.3536 0.02328 0.01438 -0.0945 0.7597 0.1471
-1.000 0.3809 0.02241 0.01336 -0.0941 0.7517 0.1513
-0.750 0.4085 0.02188 0.01264 -0.0940 0.7423 0.1589
-0.500 0.4361 0.02140 0.01200 -0.0936 0.7358 0.1723
-0.250 0.4630 0.02107 0.01163 -0.0936 0.7268 0.1940
0.000 0.4904 0.02081 0.01125 -0.0932 0.7209 0.2189
0.250 0.5170 0.02087 0.01128 -0.0933 0.7128 0.2362
0.500 0.5442 0.02083 0.01119 -0.0930 0.7069 0.2520
0.750 0.5707 0.02092 0.01130 -0.0931 0.6996 0.2615
1.000 0.5978 0.02095 0.01131 -0.0929 0.6935 0.2744
1.250 0.6244 0.02108 0.01145 -0.0928 0.6875 0.2920
1.500 0.6507 0.02118 0.01161 -0.0927 0.6807 0.3057
1.750 0.6788 0.02110 0.01150 -0.0924 0.6759 0.3132
2.000 0.7045 0.02137 0.01183 -0.0924 0.6686 0.3212
2.250 0.7310 0.02137 0.01185 -0.0920 0.6630 0.3315
2.500 0.7565 0.02152 0.01207 -0.0917 0.6570 0.3462
2.750 0.7817 0.02162 0.01231 -0.0914 0.6505 0.3713
3.000 0.8187 0.02032 0.01216 -0.0926 0.6457 1.0000
3.250 0.8426 0.02095 0.01272 -0.0923 0.6377 1.0000
3.500 0.8695 0.02115 0.01279 -0.0918 0.6322 1.0000
3.750 0.8932 0.02170 0.01335 -0.0914 0.6244 1.0000
4.000 0.9200 0.02179 0.01335 -0.0907 0.6177 1.0000
4.250 0.9436 0.02217 0.01375 -0.0901 0.6084 1.0000
4.500 0.9719 0.02205 0.01352 -0.0894 0.6016 1.0000
4.750 0.9947 0.02248 0.01403 -0.0887 0.5913 1.0000
5.000 1.0201 0.02264 0.01419 -0.0880 0.5825 1.0000
5.250 1.0471 0.02259 0.01408 -0.0872 0.5736 1.0000
5.500 1.0705 0.02290 0.01449 -0.0864 0.5627 1.0000
5.750 1.0960 0.02305 0.01464 -0.0857 0.5530 1.0000
6.000 1.1226 0.02315 0.01471 -0.0851 0.5439 1.0000
6.250 1.1452 0.02363 0.01533 -0.0843 0.5334 1.0000
6.500 1.1711 0.02389 0.01563 -0.0837 0.5245 1.0000
6.750 1.1958 0.02420 0.01602 -0.0831 0.5146 1.0000
7.000 1.2180 0.02469 0.01666 -0.0822 0.5036 1.0000
7.250 1.2432 0.02496 0.01703 -0.0816 0.4938 1.0000
7.500 1.2683 0.02517 0.01731 -0.0809 0.4832 1.0000
7.750 1.2907 0.02516 0.01741 -0.0797 0.4688 1.0000
8.000 1.3140 0.02461 0.01688 -0.0783 0.4514 1.0000
8.250 1.3327 0.02444 0.01691 -0.0766 0.4330 1.0000
8.500 1.3519 0.02421 0.01687 -0.0749 0.4140 1.0000
8.750 1.3713 0.02397 0.01670 -0.0732 0.3941 1.0000
9.000 1.3874 0.02411 0.01699 -0.0713 0.3701 1.0000
9.250 1.4000 0.02437 0.01719 -0.0688 0.3384 1.0000
9.500 1.4097 0.02511 0.01786 -0.0662 0.3068 1.0000
9.750 1.4120 0.02635 0.01896 -0.0628 0.2661 1.0000
10.000 1.4056 0.02810 0.02048 -0.0586 0.2224 1.0000
10.250 1.3922 0.03045 0.02257 -0.0541 0.1761 1.0000
10.500 1.3734 0.03370 0.02543 -0.0503 0.1128 1.0000
10.750 1.3528 0.03760 0.02896 -0.0475 0.0882 1.0000
11.000 1.3358 0.04167 0.03293 -0.0456 0.0762 1.0000
11.250 1.3254 0.04540 0.03676 -0.0443 0.0660 1.0000
11.500 1.3180 0.04899 0.04046 -0.0434 0.0596 1.0000
11.750 1.3116 0.05258 0.04416 -0.0428 0.0553 1.0000
12.000 1.3031 0.05648 0.04810 -0.0424 0.0527 1.0000
12.250 1.2992 0.05990 0.05166 -0.0419 0.0503 1.0000
12.500 1.2958 0.06325 0.05512 -0.0415 0.0483 1.0000
12.750 1.2933 0.06648 0.05842 -0.0410 0.0464 1.0000
13.000 1.2912 0.06961 0.06157 -0.0404 0.0446 1.0000
13.250 1.2937 0.07191 0.06385 -0.0390 0.0427 1.0000
13.500 1.3007 0.07388 0.06594 -0.0377 0.0408 1.0000
13.750 1.3114 0.07536 0.06752 -0.0358 0.0393 1.0000
14.000 1.3275 0.07634 0.06855 -0.0333 0.0381 1.0000
14.250 1.3455 0.07752 0.06982 -0.0309 0.0373 1.0000
14.500 1.3621 0.07939 0.07185 -0.0288 0.0368 1.0000
14.750 1.3729 0.08222 0.07491 -0.0274 0.0366 1.0000
15.000 1.3756 0.08585 0.07876 -0.0268 0.0364 1.0000
15.250 1.3721 0.09003 0.08317 -0.0269 0.0361 1.0000
15.500 1.3646 0.09464 0.08802 -0.0275 0.0358 1.0000
15.750 1.3529 0.09980 0.09343 -0.0286 0.0358 1.0000
16.000 1.3387 0.10541 0.09930 -0.0304 0.0358 1.0000
16.250 1.3195 0.11200 0.10619 -0.0333 0.0361 1.0000
16.500 1.2962 0.11967 0.11418 -0.0371 0.0367 1.0000
16.750 1.2558 0.13138 0.12629 -0.0445 0.0382 1.0000
17.000 1.2235 0.14272 0.13790 -0.0519 0.0394 1.0000
17.250 1.1929 0.15488 0.15024 -0.0601 0.0407 1.0000
17.500 1.1657 0.16751 0.16297 -0.0686 0.0418 1.0000
17.750 1.1483 0.17834 0.17382 -0.0752 0.0428 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)