GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.41 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe233-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe233-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 233 (MVA CA4) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2436 0.13533 0.12867 -0.0327 1.0000 0.1701
-9.500 -0.2608 0.13687 0.13033 -0.0311 1.0000 0.1725
-9.250 -0.2841 0.13948 0.13308 -0.0291 1.0000 0.1733
-9.000 -0.2627 0.13189 0.12549 -0.0272 1.0000 0.1767
-8.750 -0.2635 0.13005 0.12372 -0.0251 1.0000 0.1802
-8.500 -0.2701 0.12919 0.12294 -0.0231 1.0000 0.1839
-8.250 -0.2844 0.12965 0.12350 -0.0213 1.0000 0.1873
-8.000 -0.3079 0.13172 0.12570 -0.0193 1.0000 0.1887
-7.750 -0.3101 0.12903 0.12310 -0.0176 1.0000 0.1902
-7.500 -0.3003 0.12511 0.11919 -0.0157 1.0000 0.1938
-7.250 -0.3048 0.12384 0.11798 -0.0137 1.0000 0.1976
-7.000 -0.3174 0.12372 0.11795 -0.0117 1.0000 0.2016
-6.750 -0.3418 0.12527 0.11961 -0.0093 1.0000 0.2037
-6.500 -0.3691 0.12740 0.12187 -0.0077 1.0000 0.2046
-6.250 -0.3409 0.12007 0.11450 -0.0058 1.0000 0.2097
-6.000 -0.3483 0.11907 0.11356 -0.0036 1.0000 0.2142
-5.750 -0.3649 0.11950 0.11408 -0.0026 1.0000 0.2183
-5.500 -0.3769 0.11939 0.11406 -0.0038 1.0000 0.2204
-5.250 -0.3680 0.11511 0.10978 -0.0004 1.0000 0.2239
-5.000 -0.3683 0.11329 0.10801 0.0007 1.0000 0.2285
-4.750 -0.3741 0.11330 0.10807 -0.0024 1.0000 0.2342
-4.500 -0.3724 0.11065 0.10546 -0.0026 1.0000 0.2364
-4.250 -0.3684 0.10771 0.10255 -0.0002 1.0000 0.2397
-4.000 -0.3644 0.10578 0.10064 -0.0005 1.0000 0.2451
-3.750 -0.3539 0.10458 0.09946 -0.0078 1.0000 0.2509
-3.500 -0.3511 0.10136 0.09626 -0.0043 1.0000 0.2539
-3.250 -0.3424 0.09934 0.09424 -0.0051 1.0000 0.2612
-3.000 -0.3260 0.09710 0.09200 -0.0107 1.0000 0.2675
-2.750 -0.3190 0.09458 0.08950 -0.0093 1.0000 0.2723
-2.500 -0.2827 0.09291 0.08777 -0.0216 1.0000 0.2814
-2.250 -0.2751 0.08977 0.08465 -0.0204 1.0000 0.2832
-2.000 0.1835 0.05379 0.04663 -0.1479 0.9443 0.1925
-1.750 0.2159 0.05532 0.04815 -0.1481 0.9363 0.2220
-1.500 0.2299 0.05688 0.04971 -0.1452 0.9282 0.2523
-1.250 0.2417 0.05956 0.05244 -0.1399 0.9209 0.2854
-1.000 0.2478 0.06087 0.05376 -0.1362 0.9134 0.3154
-0.750 0.2675 0.06244 0.05534 -0.1333 0.9061 0.3632
-0.500 0.2686 0.06304 0.05600 -0.1286 0.8995 0.3963
-0.250 0.1550 0.06100 0.05426 -0.1178 1.0000 0.3043
0.000 0.1632 0.06230 0.05558 -0.1149 1.0000 0.3343
0.250 0.1709 0.06340 0.05670 -0.1120 1.0000 0.3671
0.500 0.1838 0.06408 0.05736 -0.1105 1.0000 0.4007
0.750 0.2226 0.06498 0.05811 -0.1146 0.9950 0.4419
1.000 0.2548 0.06560 0.05863 -0.1176 0.9906 0.4734
1.250 0.3046 0.06685 0.05972 -0.1238 0.9819 0.5136
1.500 0.3357 0.06740 0.06016 -0.1276 0.9754 0.5271
1.750 0.5821 0.06538 0.05714 -0.1609 0.8322 0.5653
2.000 0.6130 0.06627 0.05796 -0.1636 0.8261 0.5770
2.250 0.6449 0.06731 0.05893 -0.1663 0.8193 0.5878
2.500 0.6601 0.06896 0.06054 -0.1673 0.8140 0.5950
2.750 0.7136 0.06973 0.06120 -0.1723 0.8050 0.6103
3.000 0.7129 0.07173 0.06322 -0.1711 0.8013 0.6155
3.250 0.7259 0.07348 0.06498 -0.1714 0.7963 0.6231
3.500 0.7646 0.07468 0.06611 -0.1743 0.7859 0.6336
3.750 0.8113 0.07543 0.06676 -0.1776 0.7713 0.6422
4.000 0.8447 0.07598 0.06725 -0.1787 0.7544 0.6484
4.250 0.8752 0.07652 0.06775 -0.1793 0.7372 0.6530
4.500 0.9125 0.07690 0.06808 -0.1806 0.7212 0.6584
4.750 0.9290 0.07818 0.06937 -0.1801 0.7071 0.6623
5.000 0.9414 0.07982 0.07105 -0.1794 0.6938 0.6657
5.250 0.9625 0.08117 0.07242 -0.1794 0.6805 0.6690
5.500 0.9912 0.08212 0.07337 -0.1798 0.6671 0.6734
5.750 1.0382 0.08181 0.07310 -0.1811 0.6548 0.6810
6.000 1.0545 0.08320 0.07455 -0.1803 0.6403 0.6857
6.250 1.0694 0.08474 0.07615 -0.1794 0.6249 0.6897
6.500 1.0856 0.08622 0.07770 -0.1786 0.6094 0.6934
6.750 1.1003 0.08784 0.07942 -0.1776 0.5941 0.6984
7.000 1.1161 0.08948 0.08114 -0.1768 0.5790 0.7048
7.250 1.1333 0.09094 0.08270 -0.1759 0.5641 0.7118
7.500 1.1557 0.09195 0.08382 -0.1751 0.5505 0.7203
7.750 1.1925 0.09154 0.08358 -0.1747 0.5397 0.7316
8.000 1.1839 0.09590 0.08804 -0.1736 0.5252 0.7359
8.250 1.1758 0.10039 0.09263 -0.1728 0.5122 0.7409
8.500 1.1902 0.10249 0.09490 -0.1722 0.5022 0.7547
8.750 1.1973 0.10545 0.09807 -0.1717 0.4927 0.7747
9.000 1.1812 0.11145 0.10417 -0.1717 0.4847 0.7972
9.250 1.1809 0.11525 0.10807 -0.1714 0.4773 1.0000
9.500 1.1838 0.11937 0.11225 -0.1715 0.4706 1.0000
9.750 1.1635 0.12631 0.11924 -0.1726 0.4672 1.0000
10.000 1.1557 0.13191 0.12491 -0.1736 0.4649 1.0000
10.250 1.1893 0.13296 0.12606 -0.1731 0.4563 1.0000
10.500 1.1763 0.13936 0.13252 -0.1746 0.4559 1.0000
10.750 1.1737 0.14494 0.13818 -0.1760 0.4564 1.0000
11.000 1.1748 0.15025 0.14357 -0.1775 0.4570 1.0000
11.500 1.6971 0.06426 0.05831 -0.1456 0.3592 1.0000
11.750 1.6923 0.06579 0.05991 -0.1422 0.3422 1.0000
12.000 1.6161 0.07891 0.07325 -0.1408 0.3416 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 233 (MVA CA4) AIRFOIL (goe233-il)