GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.22 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe336-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe336-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2968 0.10399 0.09764 -0.0294 1.0000 0.0965
-7.750 -0.3079 0.10331 0.09712 -0.0307 1.0000 0.0976
-7.500 -0.3161 0.10256 0.09649 -0.0327 1.0000 0.0981
-7.250 -0.3121 0.09820 0.09225 -0.0309 1.0000 0.0993
-7.000 -0.3054 0.09416 0.08828 -0.0279 1.0000 0.1016
-6.750 -0.3082 0.09197 0.08620 -0.0264 1.0000 0.1033
-6.500 -0.3150 0.09030 0.08464 -0.0247 1.0000 0.1048
-6.250 -0.3085 0.08771 0.08208 -0.0268 0.9946 0.1077
-6.000 -0.2704 0.08483 0.07893 -0.0417 0.9755 0.1129
-5.750 -0.2498 0.07894 0.07312 -0.0417 0.9655 0.1161
-5.500 -0.2197 0.07527 0.06933 -0.0472 0.9517 0.1252
-5.250 -0.1874 0.07132 0.06521 -0.0545 0.9372 0.1293
-5.000 -0.1610 0.06710 0.06094 -0.0568 0.9252 0.1328
-4.750 -0.1237 0.06484 0.05829 -0.0642 0.9100 0.1426
-4.250 -0.0710 0.05740 0.05069 -0.0685 0.8856 0.1607
-3.750 0.0053 0.04783 0.04002 -0.0763 0.8594 0.0822
-3.500 0.0318 0.04508 0.03706 -0.0772 0.8462 0.0805
-3.250 0.0598 0.04251 0.03418 -0.0781 0.8335 0.0792
-3.000 0.0891 0.04019 0.03148 -0.0789 0.8213 0.0803
-2.750 0.1196 0.03800 0.02881 -0.0795 0.8104 0.0819
-2.500 0.1469 0.03604 0.02648 -0.0795 0.7980 0.0818
-2.250 0.1742 0.03425 0.02431 -0.0794 0.7861 0.0815
-2.000 0.2026 0.03259 0.02223 -0.0793 0.7751 0.0816
-1.750 0.2322 0.03104 0.02025 -0.0792 0.7654 0.0820
-1.500 0.2598 0.02980 0.01859 -0.0788 0.7539 0.0829
-1.250 0.2884 0.02869 0.01720 -0.0786 0.7436 0.0845
-1.000 0.3171 0.02797 0.01633 -0.0786 0.7346 0.0893
-0.750 0.3450 0.02736 0.01542 -0.0784 0.7238 0.0954
-0.500 0.3788 0.02661 0.01434 -0.0790 0.7151 0.1002
-0.250 0.4115 0.02603 0.01358 -0.0796 0.7060 0.1067
0.000 0.4420 0.02553 0.01290 -0.0798 0.6970 0.1163
0.250 0.4708 0.02510 0.01241 -0.0797 0.6893 0.1346
0.500 0.4959 0.02494 0.01232 -0.0793 0.6805 0.1662
0.750 0.5220 0.02473 0.01224 -0.0790 0.6737 0.2169
1.000 0.5456 0.02460 0.01224 -0.0784 0.6658 0.2546
1.250 0.5686 0.02397 0.01213 -0.0777 0.6593 0.3668
1.750 0.6590 0.02363 0.01227 -0.0846 0.6450 1.0000
2.000 0.6834 0.02405 0.01254 -0.0840 0.6393 1.0000
2.250 0.7056 0.02462 0.01301 -0.0833 0.6325 1.0000
2.500 0.7308 0.02498 0.01324 -0.0827 0.6275 1.0000
2.750 0.7519 0.02563 0.01385 -0.0819 0.6208 1.0000
3.000 0.7750 0.02615 0.01433 -0.0812 0.6152 1.0000
3.250 0.8006 0.02654 0.01463 -0.0807 0.6112 1.0000
3.500 0.8189 0.02742 0.01557 -0.0797 0.6045 1.0000
3.750 0.8419 0.02796 0.01612 -0.0790 0.5993 1.0000
4.000 0.8667 0.02841 0.01654 -0.0785 0.5951 1.0000
4.250 0.8833 0.02939 0.01761 -0.0773 0.5879 1.0000
4.500 0.9083 0.02971 0.01794 -0.0766 0.5823 1.0000
4.750 0.9262 0.03044 0.01874 -0.0752 0.5737 1.0000
5.000 0.9532 0.03041 0.01869 -0.0744 0.5663 1.0000
5.250 0.9700 0.03106 0.01943 -0.0728 0.5559 1.0000
5.500 0.9965 0.03109 0.01948 -0.0720 0.5488 1.0000
5.750 1.0127 0.03193 0.02046 -0.0705 0.5399 1.0000
6.000 1.0398 0.03204 0.02061 -0.0699 0.5341 1.0000
6.250 1.0530 0.03311 0.02189 -0.0682 0.5249 1.0000
6.500 1.0801 0.03318 0.02202 -0.0676 0.5184 1.0000
6.750 1.0943 0.03405 0.02308 -0.0658 0.5083 1.0000
7.000 1.1135 0.03447 0.02363 -0.0643 0.4981 1.0000
7.250 1.1413 0.03410 0.02334 -0.0633 0.4877 1.0000
7.500 1.1591 0.03434 0.02372 -0.0614 0.4745 1.0000
7.750 1.1752 0.03460 0.02412 -0.0594 0.4603 1.0000
8.000 1.1907 0.03487 0.02454 -0.0573 0.4459 1.0000
8.250 1.2051 0.03522 0.02503 -0.0551 0.4314 1.0000
8.500 1.2181 0.03562 0.02562 -0.0528 0.4162 1.0000
8.750 1.2290 0.03616 0.02632 -0.0503 0.4007 1.0000
9.000 1.2375 0.03682 0.02714 -0.0477 0.3846 1.0000
9.250 1.2442 0.03757 0.02802 -0.0449 0.3676 1.0000
9.500 1.2435 0.03868 0.02925 -0.0416 0.3491 1.0000
9.750 1.2398 0.04016 0.03083 -0.0384 0.3282 1.0000
10.000 1.2404 0.04137 0.03201 -0.0358 0.3048 1.0000
10.250 1.2424 0.04259 0.03312 -0.0336 0.2807 1.0000
10.500 1.2426 0.04435 0.03472 -0.0316 0.2601 1.0000
10.750 1.2420 0.04645 0.03673 -0.0301 0.2433 1.0000
11.000 1.2407 0.04883 0.03905 -0.0288 0.2289 1.0000
11.250 1.2378 0.05150 0.04167 -0.0277 0.2148 1.0000
11.500 1.2337 0.05443 0.04458 -0.0270 0.2011 1.0000
11.750 1.2294 0.05753 0.04772 -0.0265 0.1879 1.0000
12.000 1.2269 0.06061 0.05094 -0.0262 0.1763 1.0000
12.250 1.2265 0.06349 0.05395 -0.0259 0.1673 1.0000
12.500 1.2254 0.06644 0.05702 -0.0257 0.1590 1.0000
12.750 1.2241 0.06954 0.06029 -0.0256 0.1502 1.0000
13.000 1.2225 0.07268 0.06353 -0.0256 0.1423 1.0000
13.250 1.2204 0.07593 0.06688 -0.0257 0.1347 1.0000
13.500 1.2186 0.07922 0.07028 -0.0259 0.1276 1.0000
13.750 1.2152 0.08280 0.07396 -0.0263 0.1198 1.0000
14.000 1.2116 0.08655 0.07784 -0.0269 0.1117 1.0000
14.250 1.2077 0.09040 0.08181 -0.0275 0.1044 1.0000
14.500 1.2039 0.09446 0.08607 -0.0283 0.0965 1.0000
14.750 1.1981 0.09888 0.09064 -0.0295 0.0879 1.0000
15.000 1.1917 0.10358 0.09550 -0.0308 0.0787 1.0000
15.250 1.1841 0.10845 0.10040 -0.0324 0.0710 1.0000
15.500 1.1750 0.11360 0.10549 -0.0342 0.0645 1.0000
15.750 1.1658 0.11896 0.11085 -0.0362 0.0589 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 336 (MVA H.44) AIRFOIL (goe336-il)