GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.64 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe336-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe336-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3119 0.11770 0.11090 -0.0227 1.0000 0.1242
-9.000 -0.3147 0.11652 0.10981 -0.0246 1.0000 0.1272
-8.750 -0.3259 0.11678 0.11022 -0.0270 1.0000 0.1284
-8.500 -0.3063 0.10987 0.10331 -0.0257 1.0000 0.1316
-8.250 -0.2977 0.10636 0.09985 -0.0252 1.0000 0.1369
-8.000 -0.3017 0.10483 0.09844 -0.0260 1.0000 0.1412
-7.750 -0.3169 0.10490 0.09869 -0.0273 1.0000 0.1431
-7.500 -0.3144 0.10121 0.09511 -0.0269 1.0000 0.1454
-7.250 -0.3031 0.09696 0.09089 -0.0246 1.0000 0.1507
-7.000 -0.3074 0.09519 0.08925 -0.0244 1.0000 0.1550
-6.750 -0.3208 0.09514 0.08934 -0.0254 1.0000 0.1581
-6.500 -0.3345 0.09513 0.08946 -0.0261 1.0000 0.1593
-6.250 -0.3283 0.08984 0.08428 -0.0208 1.0000 0.1628
-6.000 -0.3368 0.08827 0.08282 -0.0179 1.0000 0.1661
-5.750 -0.3492 0.08740 0.08205 -0.0159 1.0000 0.1696
-5.500 -0.3625 0.08801 0.08267 -0.0171 1.0000 0.1736
-5.250 -0.3674 0.08553 0.08028 -0.0155 1.0000 0.1757
-5.000 -0.3701 0.08279 0.07762 -0.0122 1.0000 0.1796
-4.750 -0.3707 0.08192 0.07673 -0.0133 1.0000 0.1879
-4.500 -0.3709 0.07938 0.07423 -0.0126 1.0000 0.1924
-4.250 -0.3368 0.07534 0.07010 -0.0185 0.9902 0.2087
-4.000 -0.2989 0.07132 0.06598 -0.0246 0.9783 0.2271
-3.750 -0.2587 0.06798 0.06246 -0.0322 0.9655 0.2521
-3.250 -0.1951 0.06069 0.05506 -0.0391 0.9425 0.3151
-3.000 -0.1755 0.05756 0.05195 -0.0390 0.9304 0.3652
-2.750 -0.1626 0.05433 0.04880 -0.0367 0.9194 0.4354
-2.500 -0.1402 0.05069 0.04524 -0.0352 0.9108 0.4989
-2.250 -0.1241 0.04829 0.04283 -0.0341 0.8988 0.5425
-2.000 -0.1034 0.04568 0.04022 -0.0334 0.8881 0.5764
-1.750 -0.0579 0.04298 0.03738 -0.0384 0.8797 0.6023
-1.500 -0.0220 0.04145 0.03565 -0.0432 0.8682 0.6046
-1.250 0.0943 0.04256 0.03539 -0.0681 0.8558 0.4117
-1.000 0.1885 0.04233 0.03358 -0.0794 0.8475 0.2137
-0.750 0.2239 0.04151 0.03213 -0.0805 0.8380 0.1885
-0.500 0.2552 0.04051 0.03090 -0.0815 0.8302 0.1841
-0.250 0.2878 0.03988 0.02994 -0.0825 0.8225 0.1853
0.000 0.3178 0.03947 0.02922 -0.0831 0.8150 0.1859
0.250 0.3478 0.03913 0.02857 -0.0836 0.8075 0.1876
0.500 0.3852 0.03870 0.02789 -0.0852 0.8012 0.1959
0.750 0.4070 0.03910 0.02816 -0.0851 0.7941 0.2123
1.000 0.4555 0.03820 0.02722 -0.0880 0.7895 0.2564
1.250 0.4591 0.03919 0.02830 -0.0856 0.7823 0.2931
1.500 0.4852 0.03859 0.02826 -0.0860 0.7769 0.3945
1.750 0.5486 0.03786 0.02814 -0.0918 0.7720 1.0000
2.000 0.5389 0.04001 0.03014 -0.0878 0.7663 1.0000
2.250 0.5583 0.04126 0.03115 -0.0874 0.7611 1.0000
2.500 0.5775 0.04262 0.03232 -0.0870 0.7565 1.0000
2.750 0.5699 0.04480 0.03442 -0.0837 0.7527 1.0000
3.000 0.5785 0.04651 0.03603 -0.0824 0.7484 1.0000
3.250 0.6065 0.04773 0.03712 -0.0831 0.7436 1.0000
3.500 0.6077 0.04977 0.03911 -0.0812 0.7400 1.0000
3.750 0.6087 0.05174 0.04103 -0.0792 0.7353 1.0000
4.000 0.6433 0.05270 0.04192 -0.0802 0.7258 1.0000
4.250 0.6475 0.05436 0.04355 -0.0782 0.7162 1.0000
4.500 0.6638 0.05574 0.04490 -0.0772 0.7053 1.0000
4.750 0.6928 0.05673 0.04586 -0.0773 0.6937 1.0000
5.000 0.7085 0.05819 0.04734 -0.0764 0.6834 1.0000
5.250 0.7132 0.06017 0.04934 -0.0748 0.6738 1.0000
5.500 0.7380 0.06139 0.05058 -0.0745 0.6622 1.0000
5.750 0.7740 0.06209 0.05133 -0.0748 0.6496 1.0000
6.000 0.7720 0.06435 0.05362 -0.0728 0.6374 1.0000
6.250 0.7833 0.06609 0.05544 -0.0715 0.6236 1.0000
6.500 0.7984 0.06768 0.05709 -0.0704 0.6092 1.0000
6.750 0.8162 0.06910 0.05858 -0.0694 0.5938 1.0000
7.000 0.8382 0.07019 0.05975 -0.0683 0.5775 1.0000
7.250 0.8670 0.07069 0.06038 -0.0672 0.5606 1.0000
7.500 0.9044 0.07016 0.05997 -0.0659 0.5430 1.0000
7.750 0.8983 0.07288 0.06274 -0.0637 0.5239 1.0000
8.000 0.9128 0.07404 0.06398 -0.0620 0.5059 1.0000
8.250 0.9301 0.07504 0.06512 -0.0603 0.4892 1.0000
8.500 0.9442 0.07644 0.06662 -0.0588 0.4735 1.0000
8.750 0.9541 0.07834 0.06862 -0.0575 0.4586 1.0000
9.000 0.9617 0.08054 0.07093 -0.0562 0.4440 1.0000
9.250 0.9728 0.08218 0.07267 -0.0547 0.4288 1.0000
9.500 0.9878 0.08313 0.07378 -0.0530 0.4130 1.0000
9.750 0.9996 0.08449 0.07525 -0.0514 0.3978 1.0000
10.000 1.0121 0.08566 0.07654 -0.0497 0.3827 1.0000
10.250 1.3199 0.04589 0.03750 -0.0409 0.3451 1.0000
10.500 1.3263 0.04592 0.03757 -0.0376 0.3255 1.0000
10.750 1.3560 0.04426 0.03574 -0.0357 0.3043 1.0000
11.000 1.3580 0.04526 0.03678 -0.0325 0.2883 1.0000
11.250 1.3604 0.04632 0.03781 -0.0294 0.2724 1.0000
11.500 1.3643 0.04759 0.03903 -0.0269 0.2572 1.0000
11.750 1.3716 0.04907 0.04049 -0.0248 0.2431 1.0000
12.000 1.3783 0.05070 0.04211 -0.0228 0.2295 1.0000
12.250 1.3845 0.05241 0.04380 -0.0210 0.2162 1.0000
12.500 1.3908 0.05416 0.04553 -0.0192 0.2030 1.0000
12.750 1.3717 0.05791 0.04963 -0.0173 0.1961 1.0000
13.000 1.3679 0.06034 0.05212 -0.0158 0.1849 1.0000
13.250 1.3688 0.06254 0.05434 -0.0144 0.1732 1.0000
13.500 1.3490 0.06720 0.05932 -0.0139 0.1671 1.0000
13.750 1.3406 0.07033 0.06249 -0.0132 0.1566 1.0000
14.000 1.1659 0.10560 0.09834 -0.0280 0.1928 1.0000
14.250 1.1428 0.11450 0.10725 -0.0310 0.1898 1.0000
14.500 1.1809 0.10904 0.10203 -0.0265 0.1763 1.0000
14.750 1.1871 0.10974 0.10282 -0.0257 0.1631 1.0000
15.000 1.1655 0.11781 0.11091 -0.0286 0.1595 1.0000
15.250 1.2624 0.09772 0.09027 -0.0150 0.1039 1.0000
15.500 1.2160 0.10984 0.10288 -0.0209 0.1103 1.0000
15.750 1.1938 0.11784 0.11098 -0.0241 0.1083 1.0000
16.000 1.1712 0.12653 0.11974 -0.0279 0.1068 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il)