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

GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.26 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe311-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe311-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.3194   0.13147   0.12471  -0.0192   1.0000   0.1157
 -10.000  -0.3204   0.13073   0.12404  -0.0215   1.0000   0.1180
  -9.750  -0.3271   0.13132   0.12474  -0.0244   1.0000   0.1188
  -9.500  -0.3055   0.12293   0.11635  -0.0231   1.0000   0.1215
  -9.250  -0.2951   0.11906   0.11248  -0.0233   1.0000   0.1259
  -9.000  -0.2922   0.11696   0.11044  -0.0246   1.0000   0.1304
  -8.750  -0.2987   0.11704   0.11065  -0.0271   1.0000   0.1327
  -8.500  -0.3115   0.11789   0.11166  -0.0292   1.0000   0.1333
  -8.250  -0.2783   0.10806   0.10176  -0.0266   1.0000   0.1392
  -8.000  -0.2766   0.10578   0.09957  -0.0270   1.0000   0.1433
  -7.750  -0.2854   0.10513   0.09907  -0.0273   1.0000   0.1461
  -7.500  -0.3020   0.10567   0.09980  -0.0276   1.0000   0.1473
  -7.250  -0.3182   0.10669   0.10097  -0.0288   1.0000   0.1478
  -7.000  -0.2970   0.09833   0.09264  -0.0236   1.0000   0.1520
  -6.750  -0.3026   0.09653   0.09095  -0.0216   1.0000   0.1551
  -6.500  -0.3132   0.09549   0.09002  -0.0200   1.0000   0.1579
  -6.250  -0.3270   0.09525   0.08991  -0.0193   1.0000   0.1604
  -6.000  -0.3410   0.09620   0.09093  -0.0210   1.0000   0.1619
  -5.750  -0.3450   0.09287   0.08771  -0.0184   1.0000   0.1633
  -5.500  -0.3480   0.08983   0.08476  -0.0149   1.0000   0.1661
  -5.250  -0.3525   0.08812   0.08312  -0.0134   1.0000   0.1702
  -5.000  -0.3548   0.08784   0.08285  -0.0161   1.0000   0.1755
  -4.750  -0.3558   0.08572   0.08077  -0.0167   1.0000   0.1780
  -4.500  -0.3115   0.08202   0.07688  -0.0272   0.9887   0.1918
  -4.250  -0.2822   0.07634   0.07120  -0.0295   0.9786   0.2011
  -4.000  -0.2413   0.07214   0.06685  -0.0372   0.9667   0.2160
  -3.750  -0.1989   0.06824   0.06278  -0.0452   0.9554   0.2386
  -3.500  -0.1655   0.06459   0.05902  -0.0496   0.9441   0.2609
  -3.250  -0.1328   0.06166   0.05591  -0.0545   0.9324   0.2953
  -3.000  -0.1094   0.05791   0.05213  -0.0554   0.9227   0.3309
  -2.250  -0.0573   0.04752   0.04178  -0.0520   0.8977   0.5321
  -2.000  -0.0427   0.04508   0.03931  -0.0503   0.8883   0.5721
  -1.750   0.0004   0.04289   0.03688  -0.0559   0.8804   0.5891
  -1.500   0.0664   0.04175   0.03521  -0.0677   0.8717   0.5597
  -1.250   0.1881   0.04458   0.03603  -0.0900   0.8608   0.2637
  -1.000   0.2398   0.04278   0.03375  -0.0946   0.8548   0.2428
  -0.750   0.2617   0.04254   0.03310  -0.0947   0.8461   0.2368
  -0.500   0.3046   0.04154   0.03186  -0.0977   0.8403   0.2469
  -0.250   0.3222   0.04170   0.03169  -0.0970   0.8322   0.2505
   0.000   0.3634   0.04076   0.03055  -0.0996   0.8262   0.2604
   0.250   0.3802   0.04092   0.03054  -0.0988   0.8189   0.2719
   0.500   0.4169   0.04049   0.02983  -0.1004   0.8126   0.3023
   0.750   0.4397   0.04080   0.02997  -0.1005   0.8057   0.3349
   1.000   0.4665   0.04090   0.03006  -0.1010   0.7991   0.3727
   1.250   0.4948   0.04117   0.03028  -0.1017   0.7926   0.3983
   1.500   0.5120   0.04188   0.03102  -0.1010   0.7855   0.4148
   1.750   0.5460   0.04206   0.03123  -0.1022   0.7793   0.4338
   2.000   0.5531   0.04331   0.03254  -0.1004   0.7717   0.4449
   2.500   0.5926   0.04396   0.03446  -0.0997   0.7574   1.0000
   2.750   0.6360   0.04461   0.03485  -0.1016   0.7507   1.0000
   3.000   0.6302   0.04679   0.03694  -0.0987   0.7423   1.0000
   3.250   0.6672   0.04764   0.03754  -0.0998   0.7349   1.0000
   3.500   0.6666   0.04973   0.03953  -0.0976   0.7261   1.0000
   3.750   0.6907   0.05101   0.04066  -0.0975   0.7178   1.0000
   4.000   0.7070   0.05252   0.04210  -0.0968   0.7085   1.0000
   4.250   0.7154   0.05442   0.04395  -0.0955   0.6991   1.0000
   4.500   0.7483   0.05529   0.04476  -0.0960   0.6890   1.0000
   4.750   0.7571   0.05715   0.04660  -0.0947   0.6783   1.0000
   5.000   0.7656   0.05907   0.04852  -0.0934   0.6669   1.0000
   5.250   0.7846   0.06051   0.04999  -0.0928   0.6553   1.0000
   5.500   0.8117   0.06149   0.05099  -0.0924   0.6432   1.0000
   5.750   0.8438   0.06211   0.05165  -0.0923   0.6311   1.0000
   6.000   0.8471   0.06435   0.05393  -0.0907   0.6181   1.0000
   6.250   0.8549   0.06643   0.05609  -0.0894   0.6051   1.0000
   6.500   0.8639   0.06856   0.05827  -0.0883   0.5926   1.0000
   6.750   0.8765   0.07050   0.06027  -0.0874   0.5799   1.0000
   7.000   0.8931   0.07224   0.06209  -0.0865   0.5678   1.0000
   7.250   0.9238   0.07299   0.06295  -0.0860   0.5563   1.0000
   7.500   0.9282   0.07568   0.06575  -0.0850   0.5441   1.0000
   7.750   0.9156   0.07993   0.07003  -0.0841   0.5330   1.0000
   8.000   0.9244   0.08266   0.07285  -0.0835   0.5231   1.0000
   8.250   0.9572   0.08339   0.07374  -0.0829   0.5126   1.0000
   8.500   0.9260   0.08942   0.07977  -0.0825   0.5039   1.0000
   8.750   0.9424   0.09161   0.08207  -0.0820   0.4942   1.0000
   9.000   0.9263   0.09684   0.08733  -0.0823   0.4898   1.0000
   9.250   0.9432   0.09885   0.08946  -0.0816   0.4788   1.0000
   9.500   0.9647   0.10008   0.09087  -0.0804   0.4653   1.0000
   9.750   0.9435   0.10564   0.09646  -0.0810   0.4608   1.0000
  10.000   0.9612   0.10747   0.09843  -0.0801   0.4491   1.0000
  10.250   0.9780   0.10894   0.10005  -0.0790   0.4353   1.0000
  10.500   0.9896   0.11054   0.10179  -0.0778   0.4205   1.0000
  10.750   1.0009   0.11214   0.10352  -0.0766   0.4058   1.0000
  11.000   1.0146   0.11360   0.10518  -0.0754   0.3919   1.0000
  11.250   1.0371   0.11437   0.10617  -0.0739   0.3792   1.0000
  11.500   1.0086   0.12132   0.11313  -0.0756   0.3710   1.0000
  11.750   1.0123   0.12459   0.11652  -0.0753   0.3594   1.0000
  12.000   1.0201   0.12748   0.11958  -0.0749   0.3471   1.0000
  12.250   1.0321   0.13006   0.12233  -0.0741   0.3349   1.0000
  12.500   1.0113   0.13713   0.12939  -0.0764   0.3281   1.0000
  12.750   1.0155   0.14103   0.13341  -0.0766   0.3187   1.0000
<< Back to GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)