GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.47 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe311-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe311-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2788 0.10530 0.09938 -0.0306 1.0000 0.0909
-7.500 -0.2912 0.10456 0.09881 -0.0296 1.0000 0.0913
-7.250 -0.3021 0.10363 0.09801 -0.0289 1.0000 0.0916
-7.000 -0.3123 0.10260 0.09709 -0.0281 1.0000 0.0917
-6.750 -0.2900 0.09851 0.09297 -0.0358 0.9893 0.0920
-6.500 -0.2637 0.09340 0.08781 -0.0417 0.9792 0.0919
-6.250 -0.2426 0.08525 0.07960 -0.0424 0.9726 0.0657
-6.000 -0.2144 0.08045 0.07470 -0.0493 0.9619 0.0650
-5.750 -0.1842 0.07549 0.06965 -0.0563 0.9518 0.0634
-5.500 -0.1553 0.07062 0.06467 -0.0628 0.9396 0.0614
-5.250 -0.1260 0.06602 0.05993 -0.0687 0.9271 0.0615
-5.000 -0.0946 0.06166 0.05538 -0.0747 0.9146 0.0655
-4.750 -0.0587 0.05605 0.04944 -0.0820 0.9026 0.0680
-4.500 -0.0304 0.05300 0.04628 -0.0841 0.8919 0.0717
-4.250 0.0035 0.04856 0.04143 -0.0889 0.8788 0.0803
-4.000 0.0290 0.04684 0.03955 -0.0894 0.8659 0.0885
-3.750 0.0581 0.04433 0.03676 -0.0911 0.8533 0.0969
-3.500 0.0937 0.04083 0.03261 -0.0942 0.8415 0.1054
-3.250 0.1221 0.03868 0.03020 -0.0949 0.8301 0.1072
-3.000 0.1526 0.03660 0.02777 -0.0959 0.8194 0.1091
-2.750 0.1808 0.03512 0.02595 -0.0963 0.8070 0.1140
-2.500 0.2116 0.03320 0.02350 -0.0971 0.7956 0.1180
-2.250 0.2431 0.03127 0.02100 -0.0978 0.7856 0.1199
-2.000 0.2719 0.03012 0.01961 -0.0979 0.7755 0.1222
-1.750 0.2996 0.02923 0.01845 -0.0978 0.7644 0.1253
-1.500 0.3294 0.02827 0.01712 -0.0980 0.7551 0.1312
-1.250 0.3580 0.02761 0.01621 -0.0980 0.7460 0.1393
-1.000 0.3863 0.02698 0.01520 -0.0978 0.7363 0.1497
-0.750 0.4172 0.02641 0.01438 -0.0979 0.7290 0.1609
-0.500 0.4457 0.02611 0.01389 -0.0980 0.7193 0.1758
-0.250 0.4751 0.02587 0.01345 -0.0980 0.7124 0.1938
0.000 0.5005 0.02603 0.01364 -0.0978 0.7035 0.2158
0.250 0.5285 0.02598 0.01345 -0.0977 0.6970 0.2346
0.500 0.5540 0.02615 0.01356 -0.0975 0.6887 0.2543
0.750 0.5821 0.02605 0.01335 -0.0973 0.6831 0.2689
1.000 0.6063 0.02620 0.01353 -0.0970 0.6749 0.2753
1.250 0.6336 0.02617 0.01338 -0.0967 0.6693 0.2830
1.500 0.6572 0.02639 0.01366 -0.0963 0.6618 0.2919
1.750 0.6830 0.02645 0.01372 -0.0960 0.6560 0.3045
2.000 0.7073 0.02664 0.01395 -0.0956 0.6495 0.3185
2.250 0.7314 0.02681 0.01420 -0.0951 0.6430 0.3357
2.500 0.7578 0.02671 0.01422 -0.0948 0.6382 0.3653
2.750 0.7865 0.02605 0.01474 -0.0955 0.6304 1.0000
3.000 0.8133 0.02636 0.01485 -0.0951 0.6251 1.0000
3.250 0.8352 0.02704 0.01547 -0.0945 0.6179 1.0000
3.500 0.8603 0.02745 0.01581 -0.0940 0.6119 1.0000
3.750 0.8837 0.02799 0.01631 -0.0934 0.6055 1.0000
4.000 0.9067 0.02854 0.01686 -0.0928 0.5987 1.0000
4.250 0.9329 0.02885 0.01715 -0.0923 0.5931 1.0000
4.500 0.9529 0.02962 0.01799 -0.0915 0.5850 1.0000
4.750 0.9814 0.02972 0.01805 -0.0910 0.5797 1.0000
5.000 0.9991 0.03066 0.01913 -0.0900 0.5705 1.0000
5.250 1.0284 0.03065 0.01911 -0.0896 0.5648 1.0000
5.500 1.0455 0.03158 0.02018 -0.0885 0.5548 1.0000
5.750 1.0709 0.03184 0.02049 -0.0877 0.5472 1.0000
6.000 1.0927 0.03236 0.02114 -0.0868 0.5379 1.0000
6.250 1.1129 0.03301 0.02192 -0.0857 0.5285 1.0000
6.500 1.1402 0.03314 0.02212 -0.0851 0.5207 1.0000
6.750 1.1559 0.03412 0.02329 -0.0837 0.5102 1.0000
7.000 1.1796 0.03447 0.02380 -0.0828 0.5011 1.0000
7.250 1.2014 0.03488 0.02436 -0.0817 0.4909 1.0000
7.500 1.2155 0.03582 0.02552 -0.0801 0.4792 1.0000
7.750 1.2331 0.03646 0.02634 -0.0786 0.4682 1.0000
8.000 1.2579 0.03649 0.02652 -0.0776 0.4582 1.0000
8.250 1.2689 0.03750 0.02784 -0.0756 0.4460 1.0000
8.500 1.2779 0.03865 0.02924 -0.0735 0.4340 1.0000
8.750 1.2885 0.03965 0.03047 -0.0715 0.4225 1.0000
9.000 1.3029 0.04025 0.03129 -0.0697 0.4114 1.0000
9.250 1.3088 0.04098 0.03221 -0.0670 0.3962 1.0000
9.500 1.3085 0.04183 0.03319 -0.0636 0.3791 1.0000
9.750 1.3115 0.04235 0.03379 -0.0606 0.3595 1.0000
10.000 1.3168 0.04312 0.03463 -0.0582 0.3409 1.0000
10.250 1.3138 0.04500 0.03660 -0.0560 0.3208 1.0000
10.500 1.3146 0.04646 0.03801 -0.0539 0.2964 1.0000
10.750 1.3110 0.04900 0.04069 -0.0525 0.2764 1.0000
11.000 1.3083 0.05153 0.04324 -0.0513 0.2559 1.0000
11.250 1.3007 0.05485 0.04657 -0.0505 0.2328 1.0000
11.500 1.2935 0.05827 0.04996 -0.0498 0.2102 1.0000
11.750 1.2828 0.06232 0.05395 -0.0495 0.1842 1.0000
12.000 1.2698 0.06685 0.05838 -0.0495 0.1522 1.0000
12.250 1.2548 0.07174 0.06305 -0.0497 0.1075 1.0000
12.500 1.2364 0.07722 0.06818 -0.0502 0.0907 1.0000
12.750 1.2210 0.08258 0.07338 -0.0508 0.0802 1.0000
13.000 1.2099 0.08757 0.07843 -0.0515 0.0686 1.0000
13.250 1.2015 0.09234 0.08332 -0.0521 0.0574 1.0000
13.500 1.1929 0.09724 0.08828 -0.0530 0.0508 1.0000
13.750 1.1850 0.10215 0.09324 -0.0540 0.0467 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 311 (MVA H.43) AIRFOIL (goe311-il)