GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 56.74 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe336-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe336-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 336 (MVA H.44) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3008 0.10587 0.10118 -0.0288 1.0000 0.0699
-8.250 -0.3132 0.10580 0.10125 -0.0312 1.0000 0.0705
-8.000 -0.3228 0.10559 0.10113 -0.0346 1.0000 0.0708
-7.750 -0.3105 0.09836 0.09396 -0.0307 1.0000 0.0721
-7.500 -0.2980 0.09401 0.08964 -0.0279 1.0000 0.0742
-7.250 -0.2991 0.09170 0.08740 -0.0267 1.0000 0.0757
-7.000 -0.3032 0.08975 0.08555 -0.0256 1.0000 0.0772
-6.750 -0.3129 0.08837 0.08429 -0.0237 1.0000 0.0785
-6.500 -0.3326 0.08801 0.08406 -0.0200 1.0000 0.0791
-6.250 -0.3300 0.08617 0.08226 -0.0227 0.9957 0.0815
-6.000 -0.2776 0.08172 0.07755 -0.0421 0.9826 0.0853
-5.750 -0.2574 0.07589 0.07181 -0.0411 0.9753 0.0877
-5.500 -0.2225 0.07161 0.06746 -0.0466 0.9664 0.0934
-5.250 -0.1670 0.06764 0.06314 -0.0615 0.9557 0.1000
-5.000 -0.1430 0.06266 0.05821 -0.0625 0.9455 0.1024
-4.750 -0.1069 0.05887 0.05433 -0.0671 0.9358 0.1081
-4.500 -0.0630 0.05501 0.05021 -0.0746 0.9263 0.1162
-4.250 -0.0353 0.05180 0.04695 -0.0762 0.9135 0.1221
-4.000 0.0009 0.04905 0.04388 -0.0806 0.8999 0.1306
-3.750 0.0256 0.04602 0.04083 -0.0811 0.8866 0.1356
-3.500 0.0564 0.04378 0.03829 -0.0831 0.8725 0.1461
-3.250 0.0824 0.04188 0.03622 -0.0834 0.8584 0.1570
-3.000 0.1043 0.03930 0.03356 -0.0830 0.8445 0.1661
-2.750 0.1284 0.03743 0.03151 -0.0829 0.8309 0.1804
-2.500 0.1524 0.03567 0.02956 -0.0825 0.8180 0.1954
-2.250 0.1754 0.03407 0.02779 -0.0819 0.8047 0.2128
-2.000 0.1974 0.03266 0.02620 -0.0811 0.7911 0.2386
-1.500 0.2727 0.02814 0.02014 -0.0815 0.7680 0.1299
-1.250 0.3015 0.02605 0.01761 -0.0807 0.7584 0.1159
-1.000 0.3283 0.02481 0.01608 -0.0800 0.7468 0.1102
-0.750 0.3557 0.02367 0.01465 -0.0794 0.7369 0.1076
-0.500 0.3840 0.02272 0.01338 -0.0788 0.7282 0.1074
-0.250 0.4110 0.02207 0.01252 -0.0783 0.7180 0.1095
0.000 0.4391 0.02146 0.01167 -0.0778 0.7104 0.1156
0.250 0.4654 0.02111 0.01131 -0.0775 0.7010 0.1260
0.500 0.4933 0.02055 0.01072 -0.0772 0.6944 0.1404
0.750 0.5209 0.01998 0.01031 -0.0770 0.6864 0.1778
1.000 0.5498 0.01975 0.01014 -0.0771 0.6810 0.2284
1.250 0.5736 0.01976 0.01039 -0.0767 0.6731 0.2827
1.500 0.6578 0.01812 0.01002 -0.0880 0.6666 1.0000
1.750 0.6814 0.01861 0.01040 -0.0874 0.6598 1.0000
2.000 0.7059 0.01902 0.01070 -0.0869 0.6542 1.0000
2.250 0.7317 0.01938 0.01091 -0.0864 0.6502 1.0000
2.500 0.7537 0.02001 0.01156 -0.0858 0.6436 1.0000
2.750 0.7782 0.02037 0.01185 -0.0851 0.6379 1.0000
3.000 0.8024 0.02076 0.01218 -0.0844 0.6323 1.0000
3.250 0.8247 0.02126 0.01270 -0.0836 0.6253 1.0000
3.500 0.8508 0.02144 0.01278 -0.0829 0.6200 1.0000
3.750 0.8713 0.02204 0.01345 -0.0820 0.6124 1.0000
4.000 0.8966 0.02225 0.01361 -0.0813 0.6065 1.0000
4.250 0.9185 0.02271 0.01413 -0.0803 0.5992 1.0000
4.500 0.9429 0.02293 0.01434 -0.0794 0.5923 1.0000
4.750 0.9664 0.02329 0.01472 -0.0786 0.5861 1.0000
5.000 0.9892 0.02358 0.01504 -0.0776 0.5781 1.0000
5.250 1.0129 0.02367 0.01516 -0.0765 0.5692 1.0000
5.500 1.0406 0.02332 0.01472 -0.0756 0.5596 1.0000
5.750 1.0618 0.02344 0.01491 -0.0742 0.5481 1.0000
6.000 1.0854 0.02344 0.01495 -0.0731 0.5377 1.0000
6.250 1.1131 0.02325 0.01470 -0.0724 0.5290 1.0000
6.500 1.1326 0.02364 0.01526 -0.0710 0.5189 1.0000
6.750 1.1571 0.02368 0.01533 -0.0701 0.5094 1.0000
7.000 1.1831 0.02351 0.01515 -0.0692 0.4985 1.0000
7.250 1.2038 0.02359 0.01535 -0.0677 0.4856 1.0000
7.500 1.2251 0.02362 0.01547 -0.0663 0.4724 1.0000
7.750 1.2466 0.02349 0.01540 -0.0648 0.4574 1.0000
8.000 1.2676 0.02318 0.01513 -0.0631 0.4393 1.0000
8.250 1.2847 0.02303 0.01504 -0.0609 0.4185 1.0000
8.500 1.3004 0.02303 0.01514 -0.0586 0.3961 1.0000
8.750 1.3152 0.02318 0.01538 -0.0563 0.3717 1.0000
9.000 1.3285 0.02349 0.01577 -0.0539 0.3437 1.0000
9.250 1.3391 0.02400 0.01622 -0.0512 0.3099 1.0000
9.500 1.3444 0.02488 0.01684 -0.0479 0.2765 1.0000
9.750 1.3470 0.02609 0.01785 -0.0445 0.2506 1.0000
10.000 1.3483 0.02739 0.01902 -0.0410 0.2327 1.0000
10.250 1.3493 0.02866 0.02027 -0.0375 0.2185 1.0000
10.500 1.3517 0.02998 0.02162 -0.0346 0.2058 1.0000
10.750 1.3549 0.03136 0.02310 -0.0320 0.1941 1.0000
11.000 1.3575 0.03287 0.02468 -0.0297 0.1831 1.0000
11.250 1.3590 0.03458 0.02643 -0.0277 0.1725 1.0000
11.500 1.3586 0.03656 0.02846 -0.0260 0.1600 1.0000
11.750 1.3588 0.03870 0.03066 -0.0247 0.1481 1.0000
12.000 1.3591 0.04098 0.03302 -0.0237 0.1380 1.0000
12.250 1.3580 0.04349 0.03559 -0.0228 0.1294 1.0000
12.500 1.3555 0.04627 0.03842 -0.0221 0.1211 1.0000
12.750 1.3538 0.04908 0.04136 -0.0215 0.1116 1.0000
13.000 1.3487 0.05236 0.04470 -0.0212 0.1000 1.0000
13.250 1.3435 0.05576 0.04818 -0.0210 0.0884 1.0000
13.500 1.3360 0.05952 0.05196 -0.0209 0.0773 1.0000
13.750 1.3248 0.06381 0.05619 -0.0211 0.0695 1.0000
14.000 1.3141 0.06810 0.06050 -0.0213 0.0631 1.0000
14.250 1.3006 0.07285 0.06517 -0.0217 0.0587 1.0000
14.500 1.2933 0.07688 0.06935 -0.0218 0.0538 1.0000
14.750 1.2845 0.08120 0.07371 -0.0222 0.0504 1.0000
15.000 1.2774 0.08518 0.07770 -0.0223 0.0475 1.0000
15.250 1.2755 0.08871 0.08140 -0.0225 0.0447 1.0000
15.500 1.2735 0.09221 0.08501 -0.0227 0.0425 1.0000
15.750 1.2725 0.09552 0.08839 -0.0228 0.0409 1.0000
16.000 1.2735 0.09839 0.09126 -0.0226 0.0395 1.0000
16.250 1.2778 0.10076 0.09374 -0.0219 0.0384 1.0000
16.500 1.2800 0.10377 0.09694 -0.0218 0.0375 1.0000
16.750 1.2807 0.10712 0.10048 -0.0219 0.0368 1.0000
17.000 1.2792 0.11096 0.10451 -0.0224 0.0363 1.0000
17.250 1.2747 0.11545 0.10920 -0.0235 0.0360 1.0000
17.500 1.2669 0.12065 0.11461 -0.0253 0.0358 1.0000
17.750 1.2550 0.12684 0.12102 -0.0280 0.0358 1.0000
18.000 1.2391 0.13410 0.12852 -0.0317 0.0359 1.0000
18.250 1.2189 0.14271 0.13735 -0.0367 0.0362 1.0000
18.500 1.1939 0.15307 0.14793 -0.0431 0.0367 1.0000
18.750 1.1636 0.16568 0.16071 -0.0512 0.0375 1.0000
19.000 1.1329 0.17973 0.17482 -0.0600 0.0384 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il)