GOE 115 (MVA MK.2) AIRFOIL (goe115-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 115 (MVA MK.2) AIRFOIL (goe115-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.21 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe115-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe115-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 115 (MVA MK.2) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3796 0.12332 0.11632 -0.0250 1.0000 0.2185
-9.750 -0.3594 0.11787 0.11084 -0.0243 1.0000 0.2256
-9.500 -0.3749 0.11815 0.11125 -0.0259 1.0000 0.2314
-9.250 -0.3524 0.11187 0.10492 -0.0251 1.0000 0.2370
-9.000 -0.3572 0.11046 0.10360 -0.0258 1.0000 0.2443
-8.750 -0.3470 0.10629 0.09946 -0.0256 1.0000 0.2498
-8.500 -0.3521 0.10481 0.09808 -0.0259 1.0000 0.2586
-8.250 -0.3427 0.10074 0.09406 -0.0256 1.0000 0.2636
-8.000 -0.3415 0.09832 0.09171 -0.0253 1.0000 0.2713
-7.750 -0.3524 0.09669 0.09023 -0.0252 1.0000 0.2754
-7.500 -0.3384 0.09244 0.08599 -0.0244 1.0000 0.2801
-7.250 -0.3506 0.09130 0.08501 -0.0234 1.0000 0.2870
-7.000 -0.3629 0.08952 0.08341 -0.0219 1.0000 0.2899
-6.750 -0.3562 0.08600 0.07994 -0.0206 1.0000 0.2928
-6.500 -0.3622 0.08387 0.07794 -0.0186 1.0000 0.2961
-6.250 -0.3970 0.08449 0.07884 -0.0176 1.0000 0.3032
-6.000 -0.4006 0.08159 0.07602 -0.0157 1.0000 0.3039
-5.750 -0.4089 0.07934 0.07387 -0.0140 1.0000 0.3043
-5.500 -0.4247 0.05913 0.05320 -0.0453 1.0000 0.1472
-5.000 -0.4032 0.04668 0.04007 -0.0517 1.0000 0.1282
-4.750 -0.3810 0.03911 0.03124 -0.0567 1.0000 0.1199
-4.500 -0.3614 0.03601 0.02756 -0.0572 1.0000 0.1203
-4.250 -0.3429 0.03396 0.02537 -0.0568 1.0000 0.1239
-4.000 -0.3217 0.03191 0.02290 -0.0566 1.0000 0.1255
-3.750 -0.3002 0.03020 0.02078 -0.0562 1.0000 0.1273
-3.500 -0.2791 0.02889 0.01912 -0.0556 1.0000 0.1307
-3.250 -0.2590 0.02794 0.01801 -0.0549 1.0000 0.1377
-3.000 -0.2380 0.02721 0.01702 -0.0543 1.0000 0.1482
-2.750 -0.2182 0.02649 0.01633 -0.0535 1.0000 0.1596
-2.500 -0.1955 0.02592 0.01585 -0.0532 1.0000 0.1809
-2.250 -0.1741 0.02579 0.01622 -0.0526 1.0000 0.2537
-2.000 -0.1431 0.02690 0.01737 -0.0537 0.9917 0.3881
-1.750 -0.1117 0.02765 0.01816 -0.0547 0.9836 0.4500
-1.500 -0.0844 0.02807 0.01857 -0.0552 0.9759 0.4940
-1.250 -0.0486 0.02849 0.01883 -0.0574 0.9690 0.5249
-1.000 -0.0205 0.02869 0.01891 -0.0584 0.9615 0.5532
-0.750 0.0143 0.02904 0.01922 -0.0603 0.9551 0.5932
-0.500 0.0368 0.02910 0.01939 -0.0601 0.9485 0.6360
-0.250 0.0719 0.02926 0.01964 -0.0621 0.9425 0.6785
0.000 0.0980 0.02923 0.01982 -0.0627 0.9364 0.7247
0.250 0.1411 0.02889 0.01997 -0.0669 0.9300 1.0000
0.500 0.1786 0.02979 0.02037 -0.0709 0.9240 1.0000
0.750 0.2075 0.03063 0.02083 -0.0727 0.9177 1.0000
1.000 0.2425 0.03163 0.02153 -0.0753 0.9121 1.0000
1.250 0.2601 0.03244 0.02215 -0.0749 0.9060 1.0000
1.500 0.2923 0.03344 0.02297 -0.0768 0.8998 1.0000
1.750 0.3111 0.03435 0.02376 -0.0766 0.8936 1.0000
2.000 0.3402 0.03535 0.02464 -0.0779 0.8864 1.0000
2.250 0.3615 0.03631 0.02553 -0.0780 0.8784 1.0000
2.500 0.3987 0.03736 0.02652 -0.0804 0.8691 1.0000
2.750 0.4177 0.03828 0.02742 -0.0800 0.8590 1.0000
3.000 0.4416 0.03931 0.02843 -0.0804 0.8491 1.0000
3.250 0.4751 0.04038 0.02952 -0.0821 0.8393 1.0000
3.500 0.4967 0.04144 0.03060 -0.0822 0.8291 1.0000
3.750 0.5160 0.04258 0.03182 -0.0819 0.8187 1.0000
4.000 0.5429 0.04374 0.03303 -0.0826 0.8079 1.0000
4.250 0.5772 0.04485 0.03425 -0.0842 0.7968 1.0000
4.500 0.5954 0.04609 0.03558 -0.0838 0.7850 1.0000
4.750 0.6135 0.04740 0.03703 -0.0834 0.7726 1.0000
5.000 0.6336 0.04876 0.03851 -0.0832 0.7601 1.0000
5.250 0.6553 0.05013 0.04002 -0.0832 0.7470 1.0000
5.500 0.6770 0.05156 0.04161 -0.0832 0.7340 1.0000
5.750 0.6988 0.05303 0.04326 -0.0832 0.7208 1.0000
6.000 0.7213 0.05455 0.04501 -0.0833 0.7081 1.0000
6.250 0.7455 0.05606 0.04674 -0.0834 0.6954 1.0000
6.500 0.7704 0.05757 0.04851 -0.0836 0.6831 1.0000
6.750 0.7776 0.05967 0.05078 -0.0825 0.6703 1.0000
7.000 0.9647 0.02995 0.01939 -0.0562 0.1638 1.0000
7.250 0.9580 0.03245 0.02154 -0.0522 0.1400 1.0000
7.500 0.9554 0.03474 0.02369 -0.0489 0.1255 1.0000
7.750 0.9577 0.03688 0.02578 -0.0460 0.1163 1.0000
8.000 0.9678 0.03880 0.02764 -0.0435 0.1092 1.0000
8.250 1.0084 0.04025 0.02914 -0.0425 0.1004 1.0000
8.500 1.1053 0.04373 0.03266 -0.0480 0.0908 1.0000
8.750 1.1495 0.04727 0.03655 -0.0489 0.0906 1.0000
9.000 1.1771 0.05081 0.04051 -0.0481 0.0905 1.0000
9.250 1.1949 0.05429 0.04444 -0.0466 0.0900 1.0000
9.500 1.2077 0.05800 0.04859 -0.0447 0.0903 1.0000
9.750 1.2200 0.06229 0.05325 -0.0430 0.0921 1.0000
10.000 1.2388 0.06749 0.05870 -0.0423 0.0952 1.0000
10.250 1.2142 0.06976 0.06179 -0.0373 0.0985 1.0000
10.500 1.1977 0.07387 0.06635 -0.0343 0.1017 1.0000
10.750 1.1883 0.07855 0.07128 -0.0324 0.1048 1.0000
11.000 1.1830 0.08316 0.07612 -0.0307 0.1089 1.0000
11.250 1.1475 0.08658 0.07979 -0.0284 0.1096 1.0000
11.500 1.1120 0.09124 0.08463 -0.0284 0.1103 1.0000
11.750 1.0753 0.09714 0.09067 -0.0304 0.1107 1.0000
12.000 1.0348 0.10485 0.09847 -0.0348 0.1112 1.0000
12.250 0.9860 0.11652 0.11016 -0.0433 0.1156 1.0000
12.500 0.9999 0.12182 0.11551 -0.0429 0.1212 1.0000
12.750 0.9384 0.14270 0.13619 -0.0599 0.1487 1.0000
13.000 0.7607 0.14306 0.13702 -0.0548 0.1450 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 115 (MVA MK.2) AIRFOIL (goe115-il)