GOE 801 (MVA 301) AIRFOIL (goe801-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 801 (MVA 301) AIRFOIL (goe801-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.73 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe801-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe801-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 801 (MVA 301) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3003 0.11031 0.10414 -0.0218 1.0000 0.0979
-7.250 -0.3114 0.10922 0.10316 -0.0193 1.0000 0.0995
-7.000 -0.3166 0.10766 0.10167 -0.0188 0.9984 0.1017
-6.750 -0.2967 0.10534 0.09933 -0.0306 0.9867 0.1066
-6.500 -0.2760 0.10145 0.09542 -0.0385 0.9778 0.1083
-6.250 -0.2567 0.09634 0.09032 -0.0357 0.9742 0.1122
-6.000 -0.2365 0.09308 0.08704 -0.0397 0.9659 0.1189
-5.750 -0.2092 0.09023 0.08410 -0.0525 0.9550 0.1250
-5.500 -0.1924 0.08592 0.07982 -0.0504 0.9491 0.1286
-5.250 -0.1671 0.08260 0.07644 -0.0549 0.9419 0.1356
-5.000 -0.1388 0.07937 0.07311 -0.0637 0.9318 0.1426
-4.750 -0.1176 0.07581 0.06956 -0.0640 0.9255 0.1478
-4.500 -0.0860 0.07294 0.06656 -0.0723 0.9156 0.1593
-4.250 -0.0627 0.06963 0.06325 -0.0727 0.9094 0.1684
-4.000 -0.0387 0.06675 0.06032 -0.0759 0.8999 0.1806
-3.750 -0.0042 0.06359 0.05707 -0.0809 0.8938 0.1967
-3.500 0.0203 0.06111 0.05453 -0.0836 0.8836 0.2120
-3.250 0.0571 0.05798 0.05131 -0.0877 0.8786 0.2304
-2.750 0.1801 0.04793 0.03981 -0.1079 0.8633 0.0900
-2.500 0.2062 0.04580 0.03753 -0.1089 0.8525 0.0883
-2.250 0.2489 0.04303 0.03445 -0.1126 0.8471 0.0851
-2.000 0.2801 0.04088 0.03189 -0.1139 0.8361 0.0806
-1.500 0.3523 0.03723 0.02740 -0.1170 0.8190 0.0758
-1.250 0.3881 0.03558 0.02544 -0.1183 0.8112 0.0749
-1.000 0.4201 0.03431 0.02387 -0.1188 0.8012 0.0751
-0.750 0.4504 0.03331 0.02255 -0.1189 0.7907 0.0763
-0.500 0.4869 0.03214 0.02102 -0.1196 0.7829 0.0773
-0.250 0.5135 0.03141 0.02010 -0.1191 0.7708 0.0775
0.000 0.5446 0.03043 0.01894 -0.1190 0.7614 0.0780
0.250 0.5761 0.02961 0.01793 -0.1189 0.7514 0.0790
0.500 0.6033 0.02910 0.01729 -0.1182 0.7396 0.0804
0.750 0.6353 0.02842 0.01648 -0.1182 0.7307 0.0839
1.000 0.6629 0.02805 0.01600 -0.1176 0.7194 0.0886
1.250 0.6892 0.02780 0.01565 -0.1169 0.7076 0.0927
1.500 0.7198 0.02731 0.01511 -0.1168 0.6981 0.0981
1.750 0.7476 0.02709 0.01482 -0.1163 0.6870 0.1060
2.000 0.7740 0.02693 0.01475 -0.1158 0.6752 0.1252
2.250 0.7998 0.02491 0.01455 -0.1150 0.6658 1.0000
2.500 0.8268 0.02509 0.01439 -0.1142 0.6546 1.0000
2.750 0.8517 0.02542 0.01450 -0.1134 0.6428 1.0000
3.000 0.8794 0.02558 0.01445 -0.1130 0.6326 1.0000
3.250 0.9067 0.02577 0.01447 -0.1125 0.6219 1.0000
3.500 0.9305 0.02619 0.01479 -0.1117 0.6102 1.0000
3.750 0.9575 0.02645 0.01492 -0.1113 0.6002 1.0000
4.000 0.9840 0.02674 0.01511 -0.1108 0.5898 1.0000
4.250 1.0072 0.02725 0.01557 -0.1100 0.5785 1.0000
4.500 1.0350 0.02752 0.01575 -0.1097 0.5694 1.0000
4.750 1.0583 0.02804 0.01626 -0.1090 0.5586 1.0000
5.000 1.0818 0.02859 0.01678 -0.1083 0.5484 1.0000
5.250 1.1095 0.02890 0.01705 -0.1080 0.5397 1.0000
5.500 1.1297 0.02966 0.01785 -0.1070 0.5290 1.0000
5.750 1.1565 0.03004 0.01819 -0.1066 0.5203 1.0000
6.000 1.1773 0.03074 0.01895 -0.1056 0.5099 1.0000
6.250 1.1985 0.03134 0.01959 -0.1046 0.4988 1.0000
6.500 1.2240 0.03160 0.01980 -0.1039 0.4880 1.0000
6.750 1.2429 0.03219 0.02045 -0.1025 0.4756 1.0000
7.000 1.2604 0.03289 0.02123 -0.1010 0.4635 1.0000
7.250 1.2816 0.03339 0.02176 -0.0999 0.4529 1.0000
7.500 1.3026 0.03392 0.02233 -0.0988 0.4424 1.0000
7.750 1.3175 0.03482 0.02336 -0.0971 0.4315 1.0000
8.000 1.3379 0.03537 0.02398 -0.0960 0.4215 1.0000
8.250 1.3553 0.03605 0.02474 -0.0945 0.4108 1.0000
8.500 1.3680 0.03703 0.02586 -0.0926 0.4000 1.0000
8.750 1.3866 0.03764 0.02655 -0.0913 0.3899 1.0000
9.000 1.4008 0.03845 0.02746 -0.0895 0.3790 1.0000
9.250 1.4097 0.03959 0.02875 -0.0872 0.3679 1.0000
9.500 1.4245 0.04035 0.02958 -0.0855 0.3574 1.0000
9.750 1.4349 0.04126 0.03057 -0.0832 0.3466 1.0000
10.000 1.4370 0.04273 0.03222 -0.0804 0.3356 1.0000
10.250 1.4470 0.04377 0.03332 -0.0783 0.3250 1.0000
10.500 1.4557 0.04491 0.03454 -0.0762 0.3143 1.0000
10.750 1.4530 0.04691 0.03671 -0.0735 0.3033 1.0000
11.000 1.4567 0.04844 0.03831 -0.0713 0.2924 1.0000
11.250 1.4637 0.04965 0.03956 -0.0694 0.2814 1.0000
11.500 1.4532 0.05259 0.04270 -0.0671 0.2708 1.0000
11.750 1.4513 0.05486 0.04505 -0.0654 0.2608 1.0000
12.000 1.4562 0.05644 0.04664 -0.0639 0.2510 1.0000
12.250 1.4432 0.06023 0.05065 -0.0626 0.2417 1.0000
12.500 1.4452 0.06241 0.05286 -0.0614 0.2335 1.0000
12.750 1.4379 0.06590 0.05652 -0.0606 0.2255 1.0000
13.000 1.4385 0.06850 0.05919 -0.0597 0.2185 1.0000
13.250 1.4295 0.07251 0.06340 -0.0594 0.2117 1.0000
13.500 1.4381 0.07417 0.06508 -0.0585 0.2057 1.0000
13.750 1.4175 0.08012 0.07129 -0.0590 0.1999 1.0000
14.000 1.4259 0.08184 0.07306 -0.0582 0.1943 1.0000
14.250 1.4114 0.08720 0.07859 -0.0589 0.1893 1.0000
14.500 1.3866 0.09447 0.08606 -0.0606 0.1841 1.0000
14.750 1.4150 0.09282 0.08439 -0.0585 0.1788 1.0000
15.000 1.3592 0.10605 0.09790 -0.0634 0.1746 1.0000
15.250 1.2997 0.12142 0.11341 -0.0702 0.1683 1.0000
15.500 1.3414 0.11641 0.10847 -0.0663 0.1651 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 801 (MVA 301) AIRFOIL (goe801-il)