GOE 228 (MVA H.38) AIRFOIL (goe228-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 228 (MVA H.38) AIRFOIL (goe228-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.62 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe228-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe228-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 228 (MVA H.38) 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 -0.2884 0.15315 0.14740 -0.0204 1.0000 0.2168
-9.750 -0.3055 0.15350 0.14784 -0.0195 1.0000 0.2218
-9.500 -0.3416 0.15631 0.15079 -0.0188 1.0000 0.2235
-9.250 -0.3094 0.14921 0.14368 -0.0168 1.0000 0.2279
-9.000 -0.3112 0.14778 0.14231 -0.0153 1.0000 0.2337
-8.750 -0.3337 0.14859 0.14322 -0.0143 1.0000 0.2389
-8.500 -0.3560 0.14863 0.14338 -0.0133 1.0000 0.2408
-8.250 -0.3282 0.14358 0.13832 -0.0122 0.9991 0.2470
-8.000 -0.3317 0.14318 0.13793 -0.0175 0.9909 0.2564
-7.750 -0.2883 0.13671 0.13139 -0.0228 0.9820 0.2624
-7.500 -0.2789 0.13465 0.12932 -0.0262 0.9719 0.2719
-7.250 -0.2730 0.13190 0.12659 -0.0292 0.9623 0.2771
-7.000 -0.2445 0.12851 0.12314 -0.0334 0.9535 0.2891
-6.750 -0.2896 0.13096 0.12572 -0.0320 0.9419 0.2923
-6.500 -0.2232 0.12281 0.11744 -0.0364 0.9319 0.3010
-6.250 -0.2427 0.12314 0.11784 -0.0371 0.9225 0.3094
-6.000 -0.2555 0.12156 0.11632 -0.0357 0.9111 0.3118
-5.750 -0.2092 0.11617 0.11082 -0.0396 0.9019 0.3189
-5.500 -0.2266 0.11576 0.11048 -0.0380 0.8912 0.3262
-5.250 -0.2527 0.11545 0.11026 -0.0387 0.8806 0.3296
-5.000 -0.2463 0.07821 0.07225 -0.0973 0.8805 0.1744
-4.750 -0.1789 0.06830 0.06171 -0.1157 0.8724 0.1729
-4.500 -0.1252 0.06194 0.05464 -0.1284 0.8618 0.1764
-4.250 -0.0645 0.05944 0.05176 -0.1363 0.8528 0.1872
-4.000 -0.0334 0.05785 0.04991 -0.1395 0.8414 0.1956
-3.750 0.0071 0.05692 0.04876 -0.1431 0.8310 0.2109
-3.500 0.0488 0.05663 0.04845 -0.1458 0.8211 0.2315
-3.250 0.0694 0.05703 0.04883 -0.1457 0.8099 0.2511
-3.000 0.1214 0.05710 0.04884 -0.1490 0.8017 0.2939
-2.750 0.1258 0.05824 0.05013 -0.1461 0.7896 0.3149
-2.500 0.1536 0.05907 0.05111 -0.1449 0.7809 0.3577
-2.250 0.1675 0.06001 0.05212 -0.1426 0.7707 0.3937
-2.000 0.1855 0.06098 0.05313 -0.1404 0.7617 0.4295
-1.750 0.2060 0.06184 0.05392 -0.1392 0.7526 0.4625
-1.500 0.2180 0.06299 0.05509 -0.1364 0.7440 0.4841
-1.250 0.2322 0.06403 0.05613 -0.1339 0.7355 0.5077
-1.000 0.2498 0.06520 0.05721 -0.1327 0.7273 0.5365
-0.750 0.2585 0.06639 0.05842 -0.1301 0.7195 0.5567
-0.500 0.2866 0.06677 0.05871 -0.1292 0.7129 0.5805
-0.250 0.2909 0.06847 0.06036 -0.1288 0.7043 0.5931
0.000 0.3329 0.06835 0.06007 -0.1304 0.6981 0.6138
0.250 0.3277 0.07076 0.06249 -0.1293 0.6914 0.6226
0.500 0.3459 0.07196 0.06362 -0.1296 0.6853 0.6362
0.750 0.3839 0.07236 0.06387 -0.1315 0.6792 0.6542
1.000 0.3797 0.07514 0.06664 -0.1313 0.6740 0.6625
1.250 0.3882 0.07712 0.06861 -0.1312 0.6710 0.6726
1.500 0.4022 0.07918 0.07062 -0.1320 0.6690 0.6843
1.750 0.4478 0.07965 0.07091 -0.1347 0.6629 0.7028
2.000 0.4511 0.08258 0.07381 -0.1353 0.6621 0.7136
2.250 0.4610 0.08501 0.07623 -0.1356 0.6626 0.7259
2.750 0.3722 0.09841 0.09007 -0.1349 0.7647 0.7237
3.000 0.3755 0.09911 0.09074 -0.1337 0.7565 0.7359
3.250 0.4040 0.10124 0.09281 -0.1356 0.7513 0.7565
3.750 0.4255 0.10439 0.09595 -0.1353 0.7428 0.7957
4.000 0.4418 0.10575 0.09735 -0.1353 0.7369 0.8258
4.250 0.4634 0.10731 0.09908 -0.1354 0.7332 0.8847
4.500 0.4685 0.10849 0.10025 -0.1354 0.7282 1.0000
4.750 0.4932 0.11082 0.10238 -0.1390 0.7198 1.0000
5.000 0.5353 0.11486 0.10615 -0.1443 0.7155 1.0000
5.250 0.5372 0.11635 0.10753 -0.1439 0.7102 1.0000
5.500 0.5540 0.11840 0.10942 -0.1450 0.7032 1.0000
5.750 0.5838 0.12171 0.11256 -0.1474 0.6992 1.0000
6.000 0.6016 0.12474 0.11546 -0.1484 0.6963 1.0000
6.250 0.6001 0.12527 0.11594 -0.1469 0.6874 1.0000
6.500 0.6274 0.12837 0.11893 -0.1486 0.6826 1.0000
6.750 0.6473 0.13166 0.12212 -0.1497 0.6795 1.0000
7.000 0.6437 0.13198 0.12242 -0.1480 0.6707 1.0000
7.250 0.6676 0.13493 0.12529 -0.1492 0.6661 1.0000
7.500 0.6996 0.13946 0.12975 -0.1514 0.6636 1.0000
7.750 0.6840 0.13874 0.12903 -0.1487 0.6553 1.0000
8.000 0.7064 0.14153 0.13178 -0.1497 0.6495 1.0000
8.250 0.7403 0.14644 0.13664 -0.1519 0.6465 1.0000
8.500 0.7241 0.14544 0.13567 -0.1494 0.6378 1.0000
8.750 0.7487 0.14856 0.13876 -0.1505 0.6318 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 228 (MVA H.38) AIRFOIL (goe228-il)