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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)