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

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
<< Back to GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il)